ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ,
РАДИОТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ И
НАЗЕМНОГО АВТОМАТИЗИРОВАННОГО
КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
ТЕХНИКИ
Книга издана
при финансовой поддержке
ФГУП
«Научно-производственный центр
автоматики и приборостроения
имени академика Н АПилюгина»
РАЗВИТИЕ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
НАУКИ И ТЕХНИКИ
ГОСУДАРСТВЕННАЯ КОРПОРАЦИЯ
ПО КОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ «РОСКОСМОС»
РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ КОСМОНАВТИКИ ИМ. К.Э.ЦИОЛКОВСКОГО
2019
Том 6
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ,
РАДИОТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ И НАЗЕМНОГО
АВТОМАТИЗИРОВАННОГО КОМПЛЕКСА
УПРАВЛЕНИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
МОСКВА
ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ДОМ
СТОЛИЧНАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ
2019
УДК 629.76/78.07(470+571 )(091)
ББК 39.62(2Рос)г
И90
История развития систем управления, радиотехнических систем и наземного автоматизированного комплекса
управления отечественной ракетно-космической техники. - М.: ООО «Издательский дом «Столичная
энциклопедия», 2019. - 600 стр.
Редколлегия
Председатель редколлегии
Рогозин Д.О., генеральный директор Государственной корпорации по космической деятельности «Роскосмос»
Научный редактор
Бармин И.В., президент Российской академии космонавтики им. К.Э.Циолковского, член-корреспондент РАН
Члены редколлегии
Александров А.А., ректор МГТУ им. Н.Э.Баумана, д.т.н.
Ахметов Р.Н., генеральный конструктор АО «РКЦ «Прогресс», д.т.н.
Бельский Л.Н., заместитель генерального директора АО «НПО автоматики им. академика НАСемихатова», к.т.н.
Васильев С.Н., главный научный сотрудник ИПУ РАН имени ВАТрапезникова, академик РАН
Головко А.В., командующий Космическими войсками - заместитель главнокомандующего Воздушно-
космическими силами, генерал-полковник
Макриденко Л.А., генеральный директор АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
Межирицкий Е.Л., генеральный директор ФГУП «НПЦАП им. академика НАПилюгина», д.т.н.
Микрин Е.А., генеральный конструктор ПАО «РКК «Энергия», академик РАН
Новиков Д.А, директор ИПУ РАН имени ВАТрапезникова, член-корреспондент РАН
Соломонов Ю.С., генеральный конструктор АО «Корпорация «МИТ», академик РАН
Тестоедов Н.А., генеральный директор АО «ИСС» им. академика М.Ф.Решетнева», член-корреспондент РАН
Фадеев А.С., директор филиала ФГУП «ЦЭНКИ» - «НИИ ПМ им. академика В.И.Кузнецова»
Юсупов Р.М., научный руководитель СПИИРАН, член-корреспондент РАН
Составитель
Первое М.А., член-корреспондент Российской академии космонавтики им. К.Э.Циолковского
В книге опубликованы статьи руководителей предприятий, генеральных, главных конструкторов, ведущих
специалистов, ветеранов промышленности, военных специалистов о становлении, развитии и современном
состоянии отечественной ракетно-космической науки и техники в области разработки, производства и
эксплуатации систем управления баллистических ракет, боевых и космических ракетных комплексов, разгонных
блоков, космических кораблей и автоматических космических аппаратов, автоматических межпланетных
станций и орбитальных станций, радиотехнических систем и наземного автоматизированного комплекса
управления отечественной ракетно-космической техники. Опубликованы материалы ведущих научных
институтов Российской академии наук, статья о подготовке кадров специалистов в МГТУ им. Н.Э.Баумана.
На форзацах репродукция картины летчика-космонавта ААЛеонова
ISBN 978-5-903989-46-1
© Авторы статей, 2019
© М.А.Первов, составление, 2019
© ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», оформление, 2019
ПРЕДИСЛОВИЕ
В 2012 году Федеральное космическое агентство
(Роскосмос) и Российская академия космонавтики им.
К.Э.Циолковского, учитывая пожелания научной и тех-
нической общественности, руководителей и ветеранов
ракетно-космической промышленности, инициировали
выпуск серии книг под названием «Развитие отече-
ственной ракетно-космической науки и техники».
По замыслу составителей, работа над книгой не-
посредственных участников и очевидцев создания ра-
кетно-космической отрасли - главных конструкторов,
ученых, руководителей отраслевых НИИ и КБ, воена-
чальников, ветеранов промышленности и Вооружен-
ных Сил - должна обеспечить изданию максимально
точную, достоверную и систематизированную инфор-
мацию по истории отрасли.
Издательским домом «Столичная энциклопедия»
уже подготовлены и выпущены в свет пять томов. Из
книг этой серии можно узнать много нового о раз-
витии космонавтики, в т. ч. о разработке пилотируе-
мых космических кораблей и орбитальных станций,
модулей российского сегмента МКС, автоматиче-
ских космических аппаратов и межпланетных стан-
ций, об истории создания стартовых комплексов, о
разработке и производстве двигателей для ракетно-
космической техники.
И вот перед нами завершающий, шестой, том из-
дания, в котором представлены материалы о развитии
систем связи и управления ракетно-космической тех-
никой.
История данных систем начинается 13 мая
1946 года с выходом постановления Совета Мини-
стров СССР о создании НИИ-885 (ныне АО «Россий-
ские космические системы»). Впоследствии были
созданы НИИ автоматики и приборостроения (ныне
ФГУП «НПЦАП им. академика Н.А.Пилюгина»), НИИ
гироскопической стабилизации (ныне Филиал ФГУП
«ЦЭНКИ» - «НИИ ПМ им. академика В.И.Кузнецова»),
ставшие впоследствии флагманами отечественных
систем управления.
В этих центрах творили поистине выдающиеся
ученые своего времени. М.С.Рязанский, Н.А.Пилюгин,
5
В.И.Кузнецов - эти три разработчика вошли в первый
созданный С.П.Королевым Совет главных конструкто-
ров, состоявший из шести человек.
Под их руководством трудом ученых, инженеров
и специалистов были созданы системы управления и
телеметрии для пилотируемой космонавтики, для ав-
томатических космических аппаратов и межпланетных
станций для исследования Луны, Венеры, Марса, дру-
гих планет Солнечной системы и для ракет различного
назначения. Эти замечательные ученые полвека назад
заложили основы современных космических систем
связи и ретрансляции, дистанционного зондирования
Земли и навигации, а также перехода от аналоговых
систем управления к цифровым.
Эта книга - «История развития систем управления,
радиотехнических систем и наземного автоматизиро-
ванного комплекса управления отечественной ракетно-
космической техники» - уникальный документ, содер-
жащий материалы, посвященные истории становления
и развития отечественной ракетно-космической науки
и техники. Она помогает воспроизвести и понять про-
цессы разработки и создания систем управления кос-
мических ракетных комплексов, разгонных блоков,
космических кораблей и автоматических космических
аппаратов, автоматических межпланетных и орбиталь-
ных станций, радиотехнических и оптико-лазерных
систем, наземного автоматизированного комплекса
управления.
Новому поколению инженеров и техников важно
изучать историю своей профессии, знание которой яв-
ляется мобилизующим фактором научно-технической
мысли и творческого вдохновения.
Д.О.Рогозин,
генеральный директор
Государственной корпорации
по космической деятельности «Роскосмос»
6
ГЛАВА 1
8.Л.Мемирш(Кмй, ЕЛ.Л&аноёский,
^K.XpHcmc^cpcHKLo
ФГУП «Научно-производственный
центр автоматики и приборостроения
имени академика Н.А.Пилюгина»
Создание систем управления
баллистических ракет, боевых
космических ракетных комплексов,
разгонных блоков икосмических аппаратов
Разработка систем управления для
баллистических ракет дальнего действия
(1946-1954 гг.)
13 мая 1946 г. вышло постановление Совета Министров
СССР № 1017-419 «Вопросы реактивного вооружения». Этим
постановлением формировалась вся структура ракетной от-
расли. создавались особо благоприятные условия для раз-
вития ракетного вооружения. Этим же постановлением соз-
дается НИИ-885 по разработке, изготовлению, испытанию и
установке на баллистические ракеты дальнего действия авто-
номных систем управления и радиосистем.
Институт имел два направления работ:
-	разработка и внедрение аппаратуры автономных систем
управления баллистическими ракетами дальнего действия;
-	разработка и внедрение аппаратуры радиосистем.
Главным конструктором по разработке, изготовлению
и отработке автономных систем управления для баллисти-
ческих ракет был назначен Николай Алексеевич Пилюгин.
В 1943 г. Н.А.Пилюгин защитил диссертацию на соискание
звания кандидата технических наук. Работа называлась
«Исследования воздушного реле самолетной автоматики
«АВП-12». В августе 1944 г. по распоряжению наркома ави-
ационной промышленности Пилюгина переводят в НИИ-1
Н.А.Пилюгин.
Дважды Герой Социалистического Труда. С 1946 по 1982 г. -
директор и гл. конструктор НИИ-885.
Академик, член Президиума АН СССР. Лауреат
Ленинской и Государственной премий СССР
Авиапрома. Здесь его научная деятельность началась с из-
учения остатков ракет Фау-2, а затем аппаратуры ее системы
управления.
С апреля по сентябрь 1945 г. в Германию выезжали в ко-
мандировку видные специалисты Б.Е.Черток, С.П.Королев,
В.П.Глушко, В.П.Бармин, Н.А.Пилюгин, В.П.Мишин,
М.С.Рязанский, В.И.Кузнецов, Г.А.Тюлин, М.К.Тихонравов,
В.С.Будник- всего около 300 человек. В советской оккупацион-
ной зоне совместно с оставшимися немецкими специалистами
было создано предприятие по восстановлению ракет, двигате-
лей, аппаратуры систем управления и др. Так в городке Бляй-
хероде появился институт RABE, возглавляемый Б.Е.Чертоком.
Пилюгина назначают главным инженером и заместителем на-
чальника советско-германского института. Наши специалисты
в своей работе встретились с большими трудностями, т. к.
система управления полетом ракеты являлась наименее дора-
ботанной в немецкой ракетной технике. По многим вопросам
управления полетом подлинных документов найти не удалось.
7
ФГУП «НПЦАП»
Н.А.Пилюгин, рассматривая все элементы аппаратуры, пытал-
ся понять не только принцип работы системы управления, но
и ход мысли разработчика. Восстановлением документации по
системам управления в Германии руководили Н.А.Пилюгин,
В.И.Кузнецов, М.С.Рязанский.
С начала появления управляемых ракет успешность их
полета в значительной степени зависела от способа си-
стемы управления обеспечивать устойчивость движения.
Первые испытательные пуски управляемых ракет в России
происходили в начале 1930-х гг. Из-за практически отсут-
ствующей теории устойчивого движения и примитивности
технических средств систем управления того периода эти
пуски были в основном аварийными из-за потери устойчи-
вости движения.
Система управления является одной из важнейших подси-
стем ракет-носителей. На нее возлагается предстартовая провер-
ка всех подсистем, контроль предпусковой готовности, запуск
и управление движением ракеты с целью выведения полезного
груза в заданное время и в заданное место пространства.
В процессе полета система управления контролирует тра-
екторию движения и тягу двигательных установок и, в случае
возникновения каких-либо нештатных ситуаций, вырабатыва-
ет команды на прекращение полета, а в случае пилотируемого
полета вырабатывает исходные данные для принимаемых мер
по спасению экипажа.
Полет и управление ракетой-носителем на активном участке
траектории проходят при взаимодействии внешних сил, меня-
ющихся температур, возмущений атмосферных условий, ско-
ростного напора, гравитации и других возмущающих факторах.
Неизбежно возникновение продольных, изгибных и крутильных
колебаний в ракете, что чревато, например, опасностью резонан-
са для корпуса ракеты, ведущего к его разрушению.
Не менее опасны колебания жидкого наполнения топлив-
ных баков, возникающие при маневрировании ракеты. Кроме
того, при движении ракеты каждую секунду меняется ее цен-
тровка. При этом сама ракета не имеет статической устойчи-
вости, т. е. при отклонении от положения равновесия она не
стремится вернуться в первоначальное состояние.
Для парирования всего набора возмущений и обеспечения
устойчивого полета ракеты служит система стабилизации. В
основе метода пространственной стабилизации ракеты лежит
метод измерения и обработки углов тангажа, рыскания и вра-
щения и соответственно управления рулями в зависимости от
измеренных значений названных углов, а также скоростей и
ускорений их изменений.
Наряду с подсистемой угловой стабилизации в составе
системы стабилизации присутствует подсистема стабилиза-
ции центра масс, чтобы ракета, имея угловую устойчивость,
была способна двигаться по траектории, близкой к заранее
выбранной. При этом экономный расход топлива в условиях
преодоления сопротивления атмосферы и действия силы тя-
готения обеспечивается заданной программой угла тангажа и
системой регулирования скорости центра масс.
Для этого в составе системы управления предусмотрена
система навигации и наведения, принимающая и
обрабатывающая информацию от измерителей параметров
движения. Ее основные компоненты - комплекс командных
приборов и бортовой вычислительный комплекс.
Инерциальный измерительный комплекс посредством из-
мерителей ускорений (акселерометров и датчиков углов) обе-
спечивает получение на борту информации о параметрах дви-
жения (угловых и линейных) ракеты-носителя в образованной
на борту ракеты неподвижной системы координат, которая фи-
зически материализуется с помощью ГСП или математически
материализуется (в бесплатформенной системе) с помощью
информации, получаемой с установленных на борту датчиков
угловых скоростей и ускорений, обрабатываемой в бортовом
компьютере с использованием соответствующих программно-
алгоритмических средств.
Руководство НИИ-885 выступило с предложением по раз-
делению института. После возвращения наших специалистов
в Советский Союз начинается огромная работа по воспроиз-
ведению и испытаниям ракет Фау-2 на полигоне Капустин Яр.
Сотрудники института день и ночь занимались составлением
и выпуском технической документации, а также оборудова-
нием и оснащением лабораторий. При подготовке документа-
ции удалось внести ряд усовершенствований.
По системе управления ракеты А-4 (Фау-2) предварительный
этап работ выполнили специалисты во главе с Пилюгиным, от-
командированные в Германию. Они воспроизвели образцы всех
узлов аппаратуры системы управления, создали лаборатории по
СУ, восстановили чертежи, описания, технические условия для
всей аппаратуры, а также генеральные и монтажные схемы. Око-
ло 35 комплектов аппаратуры были восстановлены, изготовлены
и установлены на ракетах. Кроме того, 15 комплектов узлов под-
готовили для сборки СУ в Советском Союзе.
Первый пуск ракеты А-4 успешно прошел 18 октября
1947 г. Ракета Р-1 по сравнению с А-4 имела ряд изменений.
Так, в конструкции корпуса ракеты усилили приборный отсек,
который, как и у А-4, находился за головной частью. В отсеке
размещалась вся основная аппаратура системы управления
теперь уже отечественного производства.
Для управления полетом ракеты Р-1 служили три команд-
ных гироскопических прибора: гирогоризонт (ГГ-1), гировер-
тикант (ГВ-1) и интегратор продольных ускорений (ИГ-1), ко-
торые изготавливало предприятие В.И.Кузнецова. Коллектив
Н.А.Пилюгина разрабатывал следующие приборы автоном-
ной системы, установленные в приборном отсеке:
-	программный токораспределитель;
-	усилитель-преобразователь автомата стабилизации;
-	главный распределитель;
-	бортовые батареи;
-	отрывной штепсельный разъем;
-	умформеры.
Автомат стабилизации ракеты Р-1 включал в себя ги-
роскопические приборы (гирогоризонт и гировертикант),
усилитель-преобразователь, рулевые машины, триммеры и
воздушные рули. Гироскопические приборы задавали непод-
вижную систему координат в пространстве, измеряли угло-
вое отклонение ракеты от заданных координатных осей и вы-
давали в усилитель-преобразователь электрические сигналы,
пропорциональные этому отклонению. Там сигналы преобра-
зовывались в электрические токи такой величины, которая
необходима для управления рулевыми машинами. Сигналы в
рулевой машине поступали на управляющий электромагнит,
представляющий собой электрогидравлический сервомотор
8
Глава 1
СТРУКТУРНАЯ СХЕМА ПТР
Программный токораспределитель баллистической ракеты Р-1
с масляным насосом. Он приводил в движение приводной
вал рулевой машины, который поворачивал газовые рули. С
газовыми рулями кинематически связаны рулевые потенци-
ометры, которые через триммеры управляют воздушными
рулями.
В качестве автомата управления дальностью в раке-
те применялся гироскопический интегратор продольных
ускорений. Интегратор осуществлял измерение продоль-
ной составляющей ускорения ракеты и путем интегрирова-
ния определял скорость полета ракеты. Принцип действия
интегратора основан на эффекте гироскопического маят-
ника. По достижении ракетой заданной
величины скорости прибор выдавал ко-
манду на выключение двигателя.
Основным источником электриче-
ской энергии на борту ракеты являлись
кислотные аккумуляторные батареи. Для
получения других видов электроэнергии
применялись преобразователи (умфор-
меры), получающие питание от бортовых
батарей. В качестве коммутационных
приборов использовались программный
и главный распределители.
Программный токораспределитель слу-
жил для образования и выдачи команд по
заданной временной программе, начиная от
момента отрыва ракеты от пускового стола.
Главный распределитель предназначался
для коммутации электрических цепей при
помощи слаботочных и сильноточных реле
и выдавал следующие команды:
- сброс бугелей, обтекателей антенн;
-	разделение ступеней, отделение ГЧ;
-	включение и выключение системы опорожнения баков,
системы регулирования кажущейся скорости, усилителей
преобразователей, изменение коэффициента усиления пре-
образователя;
-	выдача команды на начало разворота PH;
-	запуск и отсечка двигательной установки;
-	разрешение на прохождение команды от автомата
управления дальностью.
Испытательно-пусковое электрооборудование обеспе-
чивало подготовку к пуску ракеты Р-1. В состав наземного
Бортовая аппаратура автономного управления баллистической ракеты Р-2
9
ФГУП «НПЦАП»
оборудования входили бронемашина управления с релей-
ной аппаратурой, прицеп электропитания, бензоэлектри-
ческий агрегат и наземная кабельная сеть. Бронемашина
управления с установленной в ней испытательно-пусковой
аппаратурой служила для проведения предстартовых испы-
таний системы управления и двигательной установки, про-
ведения старта ракеты. Бронемашина управления распола-
галась в 120 м от пускового стола и связывалась с ракетой
кабелем.
Электрическая схема испытательно-пусковой аппаратуры
обеспечивала непрерывный контроль за работой двигателя и
бортовых приборов до момента отрыва ракеты от стартового
стола. Прицеп электропитания с размещенным в нем электро-
преобразовательным агрегатом и токораспределительным
устройством служил для питания бортовых потребителей по-
стоянным током напряжением 26-36 В на время подготовки и
старта ракеты.
Бензоэлектрический агрегат являлся основным на-
земным источником электроэнергии, дающим переменный
трехфазный ток напряжением 380 В. Кварцевый генератор и
часовой механизм синхронизировали работы испытательно-
пускового электрооборудования.
Во многом пришлось идти непроторенным путем. Боль-
шинство агрегатов и систем управления разрабатывали,
изготавливали и испытывали впервые. Результаты испыта-
ний ракеты Р-1 оказались несколько лучше, чем при пусках
Фау-2.
Ракета Р-1, еще не родившись, морально устарела, т. к.
был готов проект ракеты Р-2, имеющий существенно более
высокие летно-технические характеристики. Для оконча-
тельной отработки ракеты Р-2 предусматривалось изготов-
ление новых разновидностей системы управления. Таким
образом, ракета открывала новый этап не только в разра-
ботке оригинальных конструктивных схем, но и в области
создания оригинальных систем управления, обеспечиваю-
щих качественные изменения по точности стрельбы.
Основные элементы бортового оборудования
ракеты Р-2
А.	Аппаратура автомата стабилизации:
-	гироприборы ГГ-1 и ГВ-1;
-	усилитель-преобразователь УП-2.
Б. Аппаратура автомата управления дальностью:
-	измерительные элементы интегратора;
-	электролитические элементы;
-	релейно-усилительный блок либо гироскопический ин-
тегратор.
В.	Оборудование электропитания, токораспределения и
цепей автоматики:
-	аккумуляторные батареи;
-	выпрямитель командного напряжения;
-	умформеры со стабилизаторами частоты;
-	программный токораспределитель ПТР-6;
-	главный распределитель (Г-3), бортовая кабельная сеть.
Основные элементы наземного оборудования:
-	пульт управления стартом;
-	пульт автономных испытаний;
-	контактные часы с кварцевым генератором;
-	агрегат мотор-генератора с токораспределительными
шкафами;
-	бензоэлектрический агрегат питания;
-	наземная кабельная сеть.
Летно-конструкторские испытания подтвердили правиль-
ность выбора параметров СУ.
Основные особенности бортовой схемы:
-	децентрализованное питание;
-	значительное упрощение распределительных устройств;
-	универсальная схема;
-	герметичное исполнение.
На ракете Р-2 использовали нижнее расположение при-
борного отсека и его герметичное исполнение.
Начиная с ракеты Р-1, в коллективе НАПилюгина на-
земные средства испытаний и подготовки ракеты к пуску вы-
делялись в самостоятельное направление. Сначала это были
два независимых комплекта аппаратуры: один для испытаний
PH на технической позиции, другой - для предстартовых ис-
пытаний и пуска. Оба комплекта представляли собой аппа-
ратуру с ручным управлением, измерительными приборами,
контрольными и логическими релейными схемами.
В 1960-е гг. коллектив разрабатывал СУ для ракет Р-5,
Р-5М, Р-11, Р-11ФМ, Р-7, Р-7А, Р-12 и Р-14.
В 1951 г. ряд мероприятий позволил повысить кучность
стрельбы и провести испытания ракеты Р-2 в реальных усло-
виях. Для улучшения кучности стрельбы отдел провел большие
расчетно-экспериментальные работы, в результате которых
было принято решение по улучшению характеристик автома-
та управления дальностью путем введения в систему прибора
компенсации ускорения и введения новой методики юстировки
и проверки прибора, резко уменьшающее его инструменталь-
ные погрешности. Одновременно проведены работы по улуч-
шению характеристик прибора БПУ-1, повышающие качество
его работы в автомате стабилизации. Указанные мероприятия
обеспечили успешное выполнение испытаний ракеты Р-2: на
втором этапе испытаний удалось достичь кучности стрельбы,
предусмотренной третьим этапом. Поэтому государственная
комиссия по испытаниям ракеты Р-2 рекомендовала принять
ее без третьего этапа испытаний. Решением этой комиссии
прибор ИГ-2, как обеспечивший выполнение требований по
точности, стал основным прибором автомата управления даль-
ностью ракеты Р-2.
Системы управления для баллистических
ракет, первых ИСЗ и первого в мире
пилотируемого полета в космос (1954-1961 гг.)
В 1954-1961 гг. коллектив разрабатывал СУ для ракет
Р-5, Р-5М, Р-11, Р11ФМ, Р-7. Системы управления первы-
ми отечественными ракетами Р-1 и Р-2 являлись статически
устойчивыми, что вполне соответствовало существовавшей
теории. Однако при создании ракет Р-5 и Р-5М разработчики
столкнулись с их статической неустойчивостью. Корпуса ра-
кет стали менее жесткими, что заставило учитывать упругие
(продольные и поперечные) колебания корпуса.
Особой вехой на творческом пути главного конструктора
Н.А.Пилюгина стала разработка и совершенствование авто-
10
Глава 1
номной системы управления отечественными стратегиче-
скими ракетами средней дальности Р-5 и Р-5М, на которые
должны были поставить атомные боеголовки.
Первый этап летных испытаний ракеты Р-5М проходил с
марта по май 1953 г. Первый успешный пуск на максималь-
ную дальность состоялся 19 апреля 1953 г. При двух пусках
ракет на дальность полета 1200 км обнаружились недоработ-
ки. Нормальный полет (до наибольшей степени статической
неустойчивости) продолжался 64,5 с, после чего ракета теря-
ла управляемость. Хотя в целом первый этап летных испыта-
ний ракеты получил положительную оценку, стало ясно, что
надо принимать меры для устранения неустойчивости ракеты.
Все приборы СУ, за исключением чувствительных эле-
ментов, располагались в отсеке, который являлся прямым
продолжением хвостовой части. Чувствительные элементы
размещались, во избежание влияния вибраций, подальше от
двигателя, в межбаковом пространстве на специальных крон-
штейнах. Наличие ядерного заряда вызвало необходимость
повышения надежности ее системы управления для того,
чтобы ошибка или повреждение в одной цепи СУ не приво-
дили к отказу ракеты в целом.
Поэтому решили поставить на ракету три прибора управ-
ления дальностью и сделать их автономными, а команду на
выключение двигателя выдавать после срабатывания двух
приборов из трех. Такая схема не только повышала надеж-
ность, но и устраняла случайные ошибки. Кроме того, на все
остальные приборы ввели поэлементное дублирование, а для
повышения точности и исключения аномального отклонения
ракеты от траектории использовали нормальную и боковую
стабилизацию центра масс.
Вначале, когда создавались ракеты Р-1, Р-2, Р-5, еще не
было какой-либо теоретической базы по проблемам обеспече-
ния надежности функционирования таких сложных технических
систем, как СУ, но уже тогда обстоятельства заставили найти
определенный подход к решению этой проблемы. НАПилюгин
предложил простой принцип, который лег в основу понятия без-
отказного функционирования систем управления ракетой. Он за-
ключался в следующем: отказ одного любого элемента системы
не должен приводить к отказу самой системы управления. Этот
критерий безотказности системы управления оказался настолько
живучим, что до сих пор, по истечении не одного десятка лет, им
руководствуются разработчики и заказчики современной ракет-
ной и космической техники.
На ракете Р-5М предлагалось использовать также новую
(блочную) компоновку приборов, что существенно уменьшало
количество кабелей штепсельных разъемов на борту ракеты.
Приборы СУ для уменьшения воздействия виброперегрузок
перенесли из хвостового в межбаковый отсек, а вместо них
разместили дополнительные бортовые батареи и главный рас-
пределитель.
Дополнительно в состав бортовой СУ ракеты ввели но-
вую систему аварийного подрыва ракеты. При этом имелось
в виду, что если из-за каких-то отказов произойдет значи-
тельное отклонение ракеты от программной траектории, то
ее надо уничтожить в полете с помощью системы АПР.
Ракета Р-5М - одноступенчатая баллистическая ракета
средней дальности. Изменение траектории ее полета осу-
ществлялось четырьмя газовыми и четырьмя аэродинами-
ческими рулями. Впервые в отечественном ракетостроении
применили резервирование отдельных наиболее важных
систем ракеты. Комплекс имел техническую и стартовую по-
зицию. В целом все цепи бортовой части СУ были дублиро-
ваны, автомат стабилизации имел два независимых канала.
Источники питания СУ также дублировали.
На первом этапе испытаний Р-5М на полигоне (в янва-
ре-июне 1955 г.) одна ракета отклонилась по углу рыскания
более чем на 7 разрешенных градусов, поэтому ее полет пре-
кратили, отключив двигатель с помощью системы АПР. Из
14 пусков на полигоне Капустин Яр 13 прошли успешно.
2 февраля 1956 г. состоялся первый в мире пуск ракеты
Р-5М с головной частью, имеющей ядерный заряд мощно-
стью 0,3 Кт, на дальность 1200 км в район безлюдных песков
Приаральских Каракумов. Развертывание ракетных комплек-
сов началось в 1956 г.
Отечественная ракетная техника стремительно совершен-
ствовалась. За короткий срок летные и эксплуатационные ха-
рактеристики баллистических ракет значительно выросли, во
многом за счет систем управления.
Ракета Р-11 разрабатывалась по постановлению прави-
тельства от 13 февраля 1953 г. На ракете устанавливался жид-
костной двигатель конструкции А.М.Исаева, работающий на
азотной кислоте (окислитель) и керосине Т-1 (горючее). Новая
ракета имела при той же дальности полета в 2,5 раза меньшую
стартовую массу, чем Р-1.
При создании СУ ракетой Р-11 разработчики использова-
ли следующие технические решения:
-	малогабаритная система управления на новой элемент-
ной базе;
-	одноразовое включение и выключение двигательной
установки производилось пиротехникой;
-	система бортовой автоматики обеспечивала надежный
подрыв пиропатронов, безопасный контроль целостности
нитей пирозапалов, предохранение загорания бортовой сети
ракеты от больших токов при коротком замыкании пиропа-
тронов;
-	разрывные штепсельные разъемы на торце ракеты, че-
рез которые осуществляются запуск и контроль за работой
двигательной установки;
-	автоматический, с помощью временного механизма,
запуск двигателя и его аварийное отключение в случае за-
держки старта.
Приборы системы управления (кроме гироприборов)
размещались в хвостовом отсеке вокруг двигательной уста-
новки, таким образом, решались проблемы температурных и
вибрационных нагрузок. Кроме того, применение электрома-
шинных преобразователей тока ПТ-200 впервые позволило
перейти на повышенную частоту 1000 Гц (вместо 500 Гц). Для
предстартовых проверок использовался выносной пульт.
Ракета Р-11 поступила на вооружение в 1956 г. За эту
работу небольшую группу работников института наградили
орденами и медалями.
Особое место в коллективе НА.Пилюгина занимало со-
трудничество с подводниками по созданию ракеты Р-11ФМ.
Работы по использованию баллистических ракет дальнего
действия в качестве вооружения кораблей ВМФ проводились
по постановлению правительства от 26 января 1954 г.
11
ФГУП «НПЦАП»
Поскольку СУ обеспечивала подготовку к пуску, пуск и
полет ракеты, она явилась главным элементом во взаимодей-
ствии всех систем и агрегатов ракетного комплекса. Поэтому
создание СУ ракетным комплексом для пуска с подводной лод-
ки явилось совершенно новой и достаточно сложной задачей,
где среди множества проблем наиболее серьезные - обеспе-
чение пуска в условиях непосредственной близости экипажа
и качки лодки
Передовые технические решения, заложенные в ракету
Р-11, главные из которых - малые габариты и возможность
длительного нахождения в заправленном состоянии, - позво-
лили на ее основе создать ракету Р11ФМ для старта с подво-
дной лодки. Чтобы решить эту задачу, пришлось поработать
всем, многое изменить или создать заново. Особенно это ка-
салось бортовой и лодочной систем управления, которые раз-
рабатывались под руководством НАПилюгина. Старт ракеты
с подводной лодки требовал совместить людей с ракетой и
гарантировать их безусловную безопасность, повысить надеж-
ность работы всех систем, обеспечить пуск ракеты в условиях
бортовой и килевой качки, решение навигационных задач, об-
работку информации лодочной счетно-решающей аппаратурой
и передачу ее на борт ракеты.
Вот что было сделано для решения этих сложных про-
блем в системе управления:
-	для исключения всякой возможности потери электри-
ческого контакта после стыковки штепсельных разъемов все
они пропаивались электрическими перемычками, т. е. на ра-
кете полностью отсутствовали механические электрические
контакты всех видов;
-	для компенсаций начальных возмущений от качки лодки
разработан специальный прибор, который запоминал пара-
метры качки и реализовывал их уже в полете, а также прибор
упредитель старта;
-	в качестве чувствительного элемента автомата дально-
сти использовался гироинтегратор;
-	угловая стабилизация осуществлялась гироплатформой
с индукционными датчиками разработки В.П.Арефьева. Это
позволило совместить бортовую систему с лодочной счетно-
решающей системой, которая, получив навигационные дан-
ные лодки, обрабатывала их и передавала на борт;
-	впервые в ракетной технике на борту применялась ам-
пульная батарея разработки Н.С.Лидоренко, которая не тре-
бовала обслуживания и задействовалась практически мгно-
венно;
-	для автоматического устранения «ухода нулей» авто-
мата стабилизации использовали отрицательную обратную
связь по углу поворота газовых рулей.
Необходимо сказать и о наземной лодочной аппаратуре,
которая вобрала в себя множество оригинальных схемных
решений. При этом ее конструкция была малогабаритной,
простой и удобной в эксплуатации.
На полигоне Капустин Яр построили качающийся стенд,
где одновременно в двух плоскостях качалась ракета Р-11ФМ,
воспроизводя реальные параметры при качке подводной лод-
ки, проверялись и отрабатывались на прочность и надежность
как конструкция самой ракеты, так и системы управления, ко-
торая в этих условиях должна была обеспечить безаварийный
старт и полет ракеты к цели с заданной точностью.
Первый успешный пуск ракеты Р-11ФМ с подводной лод-
ки состоялся 10 сентября 1955 г. В1956 г. морскую тематику
передали в Свердловск, куда поехал и Н АСемихатов.
Двухступенчатая баллистическая ракета Р-7 несла ядер-
ный боевой заряд и могла доставить его в любую точку на
территории вероятного противника. Предварительные изы-
скания по созданию такой ракеты начались в 1950 г.
По постановлению от 4 декабря 1950 г. к работе по
разработке СУ привлекалось НИИ-885 (М.С.Рязанский,
НАПилюгин).
В январе 1954 г. состоялось совещание главных конструк-
торов С.П.Королева, В.П.Бармина, В.П.Глушко, Б.М.Коноплева,
В.И.Кузнецова, НАПилюгина, на котором обсуждался вопрос
о дальнейших работах по ракете Р-7. В постановлении от
28 июня 1954 г. уточнялись содержание, порядок и сроки ра-
бот по межконтинентальной баллистической ракете Р-7. Кол-
лективу НАПилюгина поручалось решить целый ряд сложных
проблем по старту ракеты, управлению на траектории полета
первой ступени, пакетному разделению ступеней и полету вто-
рой ступени. Разработчики системы стабилизации встретились
с задачами, на первый взгляд, неразрешимыми. Работа шла с
большим напряжением, требуя знаний изобретательности, на-
стойчивости. С таким же напряжением работали многочислен-
ные специалисты, решая задачи разработки других систем.
Следующей проблемой было обеспечить совместное
регулирование кажущейся скорости первой ступени ракеты
Р-7 и одновременное опорожнение баков окислителя па-
кетов блока на 1-й ступени (РКС и СОБИС), которая и была
опробована на ракете М5РД. Эта ракета была разработана со-
гласно постановлению от 20 мая 1954 г. в интересах создания
первой межконтинентальной ракеты Р-7. При проектирова-
нии выявилась необходимость регулирования опорожнения
топливных баков. Значительное увеличение дальности по-
лета с заданной точностью стрельбы потребовало точного
и непрерывного управления вектором скорости ракеты. Для
этого понадобилось создание систем нормальной и боковой
стабилизации, стабилизация центра масс ракеты, системы
регулирования центра масс ракеты, систем регулирования
кажущейся скорости, системы опорожнения баков, а также
разработки регулятора и соотношения компонентов топлива
ЖРД. Все эти новшества следовало апробировать в летных
условиях, для чего решили использовать экспериментальную
ракету М5РД. ПКИ ракеты М5РД проходили в июле-сентябре
1956 г. Из десяти пусков все оказались удачными, был полу-
чен большой экспериментальный материал для проектирова-
ния Н АПилюгиным системы управления для ракеты Р-7.
Для этого проверялись приборы нормальной и боко-
вой стабилизации, приборы системы измерения колебаний
жидкости в топливных баках и одновременного опорожне-
ния баков, регулирования кажущейся скорости с датчиками
системы РКС. Были проверены в полете гироскопические
интегрирующие приборы как элементы системы стабилиза-
ции и т.д.
Управление и стабилизация громадной ракеты, выпол-
ненной по «пакетной схеме», было очень сложным, т. к.
приходилось управлять ракетой и одновременно учитывать
воздействие на нее упругой составляющей и жидкого на-
полнения. Здесь впервые (после отработки на ракете 5МРД)
12
Глава 1
Гирогоризонт и гировертикант обеспечили
нормальную и боковую стабилизацию МБР Р-7
применялся набор управленческих подсистем. Кроме угло-
вой стабилизации использовались нормальная и боковая
стабилизация центра масс, регулирование кажущейся ско-
рости, система опорожнения и синхронизации топливных
баков, измерение кажущего ускорения для автоматического
управления дальностью, управление автоматикой двигателя
и функционированием всех систем, обеспечение бортовым
питанием постоянного и переменного тока. Большие про-
блемы и технические сложности пришлось преодолеть при
создании наземной аппаратуры.
Система управления Р-7 являлась комбинированной, т.к.
наравне с автономной аппаратурой СУ, разработанной в кол-
лективе НАПилюгина, применялась и радиоаппаратура (глав-
ные конструкторы - М.С.Рязанский и М.И.Борисенко). Радио-
система корректировала боковые отклонения и дальность
полета ракеты.
Впервые появились новые приборы, системы и коммута-
ционные малогабаритные реле, специально разработанные
в коллективе, отрывные и разрывные штепсельные разъемы,
требования к надежности и одновременной выдаче команд на
(полетным заданием) и по сигналам рассогласования выраба-
тывала и выдавала команды в пневмогидравлические системы
и в систему разделения ступеней.
Для повышения точности полета разрабатывались системы
НС и БС, когда акселерометры измеряли нормальную и боко-
вую скорость ракеты и сводили ее к нулю. Автомат стабили-
зации получал от гироприборов информацию об отклонении
ракеты в трех плоскостях: тангажа, рыскания и вращения - и
подавал команды на рулевые машины, которые с помощью ру-
левых двигателей стабилизировали полет ракеты по заданной
траектории.
В систему управления входило также регулирование ка-
жущейся скорости, когда по величине измеренной скорости
она уменьшалась или увеличивалась до заданной путем регу-
лирования подачи компонентов топлива в двигатели.
При обсуждении технического проекта ракеты Р-7 отмеча-
лось, что на этой стадии потребуются серьезные эксперимен-
ты по отработке аппаратуры системы управления. Экспертная
комиссия сделала вывод, что в представленных материалах
обоснован выбор принципиальной схемы и основных пара-
метров системы управления и наземного пуско-наладочного
оборудования.
Испытания систем ракеты Р-7, в т. ч. системы управления,
проводились в два этапа: первый - с 16 февраля по 23 марта
1956 г., второй - с 20 июля по 8 августа 1956 г. Пуск ракеты
21 августа 1957 г. оказался успешным, и ракета впервые до-
стигла района цели.
В процессе полета система управления измеряла факти-
ческие параметры линейного и углового движения ракеты,
преобразовывала их, сравнивала с параметрами расчетной
траектории (полетным заданием) и по сигналам рассогласо-
вания вырабатывала и выдавала команды в пневмогидравли-
ческие системы и в систему разделения ступеней. В случае
аварийной ситуации, а также выходе параметров угловой
стабилизации за пределы ограничения - более 7 градусов по
управление пятью двигательными
установками, необычная стационар-
ная стартовая позиция. Все это тре-
бовало новых технических решений
по всем направлениям разработки
СУ, в т. ч. для комплексных проблем.
Автономная система была очень
сложной и многофункциональной. В
нее входил автомат управления даль-
ностью, в котором с акселерометров,
измеряющих продольное ускорение
ракеты, принимался сигнал на блок
электролитических элементов, где
интегрирование этого сигнала по-
зволяло получить текущую скорость
полета. При достижении заданной
скорости выдавалась команда на
выключение двигателей. В процессе
полета система управления измеря-
ла фактические параметры линей-
ного и углового движения ракеты,
преобразовывала их, сравнивала с
параметрами расчетной траектории
Бортовая аппаратура системы автономного управления МБР Р-7
13
ФГУП «НПЦАП»
тангажу, рысканию или вращению - система управления для
обеспечения безопасности могла производить аварийное вы-
ключение двигателей. Для этого использовался аварийный
контакт на гироприборах. В дальнейшем для выдачи системой
управления этой команды использовались, кроме него, ава-
рийный контроль числа оборотов ТНА и давления в камерах
сгорания двигателей.
Сообщения ТАСС о пусках МБР Р-7 не вызвали никакой
реакции за рубежом. Скорее всего, американцы им просто не
поверили. Пока специалисты решали проблемы с отделением
головной части, Королев решил воспользоваться возникшей
передышкой для осуществления своей давней идеи. Военные
разрешили использовать «простаивающие» ракеты для вы-
ведения первых двух искусственных спутников Земли.
В НИИ-885 разработка системы управления для двух из-
делий Р-7ПС велась в соответствии с постановлением пра-
вительства № 171-93 от 19 февраля 1957 г. и служебной за-
пиской МРТП № СП-140 от 1 апреля 1957 г., который получил
название Международного геофизического года.
Отдел Н.А.Пилюгина провел большой объем расчетно-
теоретических работ и исследований на моделях. Были вы-
браны параметры автоматов угловой стабилизации и стаби-
лизации центра масс, разработаны полетные задания для
АСУ изделий Р-7 ПС-1 и Р-7 ПС-2. В связи с тем, что первый
и второй спутники существенно отличались друг от друга,
пришлось переработать бортовую аппаратуру и бортовую
кабельную сеть.
На 4 октября запланировали шестой пуск Р-7, только под
обтекателем находилась не головная часть, а первый в мире
искусственный спутник Земли. Предстартовая подготовка
проходила по графику. За пультами от НИИ-885 по автоном-
ной системе управления сидели А.М.Гинзбург, В.К.Кротов,
Н.М.Лакузо, Н.С.Медведев, Г.М.Присс, Ф.В.Шухвастов и др.
Как всегда, на своем излюбленном месте расположился
Н.А.Пилюгин, которого испытатели считали главным контро-
лером. Заканчивалась последняя предстартовая операция -
«заряд интегратора на полетное время», которая должна
была обеспечить своевременное выключение двигателя по
достижении заданной (первой космической) скорости.
В 22 ч 28 мин по московскому времени ракета оторвалась
от земли и стала удаляться со старта. Примерно через 310—
315 с произошло отделение спутника от ракеты, он вышел
на орбиту в расчетное время. Эти люди впервые в истории
осуществили запуск первого искусственного спутника Земли.
3 ноября 1957 г. на орбиту был выведен второй искусствен-
ных спутник Земли. Результаты их запуска подтвердили пра-
вильность принципов и параметров аппаратуры АСУ.
К середине 1960-х гг. точностные характеристики авто-
номных систем управления достигли такого уровня, что при-
менение радиотехнических методов управления баллистиче-
скими ракетами стало нецелесообразным.
Летно-конструкторские испытания ракеты Р-7А (8К74)
без системы радиоуправления начались с 24 декабря 1959 г.
12 апреля 1961 г. стартовал космический корабль ЗКА
№ 3, получивший название «Восток», с летчиком-космо-
навтом Ю.А.Гагариным. Космический корабль был выведен
ракетой-носителем 8К72. Полет первого космонавта Земли
продолжался 108 мин.
За создание и участие в успешном запуске первого в
мире космического корабля «Восток» с человеком на борту
Н.А.Пилюгину было присвоено звание Героя Социалистиче-
ского Труда.
Системы управления баллистических
ракет, боевых и космических ракетных
комплексов, разгонных блоков, космических
аппаратов (1960-е гг,)
Р-12 стала первой в мире ракетой стратегического назна-
чения, использующей высококипящие компоненты топлива,
а также автономную систему управления. При создании си-
стемы управления для этой ракеты использовался задел и
опыт, полученный при разработке ракет Р-7 и Р-11. Однако
условия эксплуатации и применения этих ракет на высоко-
кипящих компонентах топлива требовали своих технических
решений, людских и временных затрат. На ней использова-
лась автономная система управления полетом на базе гиро-
вертиканта и гирогоризонта.
На ракете применялась система регулирования кажущей-
ся скорости, позволяющая в определенных пределах изме-
нять тягу двигателей для обеспечения более точного соот-
ветствия движения ракеты на активном участке траектории.
Работы по созданию следующей ракеты Р-14 (8К65) ве-
лись по постановлениям Совета Министров от 2 июля 1958 г.,
от 13 мая 1959 г. и решениям ВПК от 15 января 1960 г. Си-
стема управления ракеты Р-14 (8К65) предполагалась, как и
на ракете Р-12, автономной инерциальной. Но в связи с су-
щественным увеличением дальности полета - больше чем
вдвое для ракеты Р-14 - точность системы управления долж-
на быть значительно повышена. Приборы СУ размещались в
приборном отсеке, который располагался между топливными
баками.
Ракета имела автономную инерциальную систему управ-
ления, в которой впервые в отечественной практике исполь-
зовались гиростабилизированная платформа и воздушный
подвес гироскопов, роторы которых вращались со скоростью
30 тыс. об./мин. Гироплатформа сохраняла постоянное по-
ложение осей в пространстве, используя для этого индук-
ционные датчики угла поворота, которые пропорционально
угловому отклонению ракеты от расчетной траектории выра-
батывали команды на газовые рули, устраняя это отклонение.
Индукционных датчиков на гироплате было три, каждый ре-
агировал на повороты ракеты относительно одной из трех ее
осей. Так работал автомат угловой стабилизации.
На гироплате устанавливались датчики нормальной и
боковой стабилизации центра масс, которые реагировали на
линейные отклонения ракеты от расчетной траектории, выра-
батывая команды на газовые рули. Кроме того, на гироплате
была установлена также обойма с пятью измерительно-преоб-
разовательными головками интегратора. Команда на выклю-
чение двигателя проходила после срабатывания трех из них.
Все это повысило надежность и точность работы авто-
мата управления дальностью. Ракета Р-14 в полете разво-
рачивалась к цели по определенной программе, команды на
газовые рули поступали от индукционных датчиков, установ-
ленных на гироплате при ее развороте шаговыми моторами.
14
Глава 1
Для осуществления разворота элементов НС и БС, дат-
чика РКС и приборов управления дальностью выявилась не-
обходимость разработки специального генератора програм-
мированных импульсов. На шаговые моторы команды для
разворота гироплаты (а вслед за ней разворачивалась и ра-
кета) подавались с генератора программируемых импульсов
по определенной программе. Генератор задавал и программу
изменения скорости ракеты. Для надежности параллельно
работали два блока. Программа записывалась на киноленте
в виде чередующихся черных и белых поперечных полос (от-
дельно для скорости и угла разворота). Лента протягивалась
через блок светочувствительных датчиков. Фотодиодами
датчиков каждая черно-белая пара превращалась в электри-
ческий импульс. Прохождение одного импульса приводило к
повороту ракеты на две угловые минуты или изменению ско-
рости на 4,4 м/с.
Применение генератора программируемых импульсов
вместо кулачковых программных механизмов на более ран-
них образцах ракет дальнего действия уменьшило погрешно-
сти разворота ракеты на цель и повысило точность стрельбы
по дальности.
При приближении скорости полета ракеты к конечному,
определенному расчетом, значению из автомата управления
дальностью подавалась предварительная команда, по кото-
рой прекращалась подача топлива в газогенератор. Умень-
шались обороты турбины, снижалась подача компонентов
топлива в камеры сгорания, тяга двигателя резко падала,
скорость ракеты нарастала теперь медленно, и при дости-
жении строго определенного ее значения, соответствующего
заданной дальности, подавалась главная команда на выклю-
чение двигателя. Применение на ракете новой СУ на базе ги-
ростабилизированной платформы и генератора программных
импульсов позволило довести КВО до 1300 м.
В соответствии с исходными данными ОКБ-586 СУ ракеты
Р-14 должна быть автономной и обеспечивать заданную точ-
ность и кучность стрельбы. Проведенное раннее проектиро-
вание СУ для ракет Р-7 и Р-12 позволило использовать ряд
результатов исследований, связанных с этими разработками.
Ракета Р-14 имела благоприятные для стабилизации
аэродинамические характеристики и достаточную эффектив-
ность управляющих органов.
В процессе изготовления и испытания аппаратуры по
требованию ОКБ-586 проводились значительные переделки
бортовой аппаратуры с целью обеспечения стабилизации из-
делия при новых исходных данных.
Для улучшения параметров системы и повышения ее на-
дежности проводились следующие мероприятия:
-	в усилитель-преобразователь для увеличения стабиль-
ности усиления введена температурная компенсация;
-	для системы стабилизации центра масс разработаны
новые малогабаритные, более чувствительные приборы;
-	в системах НС и БС при втором интегрировании скорости
впервые применили пассивный интегратор с чувствительным
элементом при уравновешенной массе;
-	введена в эксплуатацию разработанная юстировочная ап-
паратура для проверки чувствительных элементов всех систем;
-	для повышения надежности модернизирован статиче-
ский преобразователь;
-	для СУ ракетой Р-14 впервые был разработан автомат
управления дальностью, в измеритель которого был заложен
фотодатчик как чувствительный элемент на фотодиодах,
специально разработанных по ТЗ института;
-	в командном приборе впервые вместо магнитных реле
применили поляризованные реле «Тюльпан»;
-	разработанный АУД дал выигрыш в точности в 2 раза,
в весе измерительных головок, расположенных на ГСП - в
3 раза.
С 11-го летного изделия прибор существенно был пере-
делан для повышения точности его работы. Получен значи-
тельный выигрыш в потреблении электроэнергии во время
полета. При заданном времени боеготовности ввели термо-
стабилизацию чувствительных элементов. Для обеспечения
сокращения времени подготовки изделия к пуску был усо-
вершенствован форсированный обогрев прибора Д139-3.
С целью увеличения надежности работы системы РКС
модернизирован прибор Д160, где предусмотрено питание от
централизованного источника и исключен предварительный
каскад усиления. Для повышения точности работы генератора
программируемых импульсов прибор блока 1 модернизиро-
ван. Основные приборы СУ разместили в приборном отсеке.
Применение на ракете Р-14 новой автономной системы
управления полетом на базе гиростабилизированной плат-
формы позволило существенно повысить точность стрельбы
как по дальности, так и в боковом направлении. По командам
гиростабилизатора газовые рули заставляли ракету двигаться
по траектории, близкой к расчетной. Корпус ГСП вместе с ра-
кетой, на которой он стоял, мог поворачиваться и наклонятся
в полете под действием возмущений. Но ГСП сохраняет по-
стоянное положение осей в мировом пространстве. Используя
неподвижность стабиплаты, датчики пропорционально углам
поворота ракеты и отклонениям ее от расчетной траектории
вырабатывают команды на газовые рули.
В апреле 1958 г. Совет главных конструкторов направил
правительству предложение о разработке новой межконти-
нентальной баллистической ракеты Р-9 на ракетном топливе
кислород-керосин. С появлением у американцев ракетной си-
стемы «Минитмен» руководство Советского Союза явственно
осознало уязвимость и техническое отставание своих МБР. В
этих условиях было решено ускорить принятие на вооруже-
ние ракетного комплекса Р-9А.
Постановлением Совета Министров СССР от 31 мая
1959 г. ОКБ-1 С.П.Королева поручалось создать межконти-
нентальную ракету, пригодную для массового развертывания
в частях, а главное - имеющую тактико-технические характе-
ристики намного лучше, чем Р-7. В постановлении отмеча-
лось, что в качестве окислителя должен применяться пере-
охлажденный кислород.
Новая двухступенчатая ракета Р-9 (8К75) с последова-
тельным отделением ступеней рождалась в муках. Разойдясь
с М.К.Янгелем, С.П.Королев должен был доказать военным,
что кислородную ракету можно эксплуатировать без особых
хлопот. Его поддержал заместитель В.П.Мишин, приложивший
много усилий для создания топливной системы на переохлаж-
денном кислороде.
Охлажденный кислород вскипал, как горячая вода. Пере-
охлажденный кислород похож на лед. Сначала его надо было
15
ФГУП «НПЦАП»
растопить, затем согреть и только после этого начиналось его
кипение. Мишин предложил вакуумную изоляцию и целый
ряд других оригинальных решений. Потери кислорода при
транспортировке, хранении и заправке сократилось в 500 раз.
Подготовка и пуск изделия, а также стабилизация ракеты
и включение бортовой аппаратуры производились автоном-
ными средствами, управление дальностью и коррекция бо-
кового движения ракеты в конце активного участка траекто-
рии - радиосредствами.
Разработка системы управления для ракеты Р-9 шла по
двум направлениям:
-	разработка комбинированной системы управления;
-	разработка автономной системы управления.
Автономная система управления по своей структуре
аналогична СУ ракетой Р-7. Стабилизация движения центра
тяжести ракеты и движения относительно центра тяжести
осуществлялась с помощью приборов «гирогоризонт» и
«гировертикант», чувствительных элементов системы НС-
БС. Выдача команд на управляющие органы производилась
автоматом стабилизации.
Регулирование продольной составляющей кажущейся
скорости выполняла система РКС. Предварительная и глав-
ная команды на отделение второй ступени, в случае отказа
радиосредств, выдавались по величине кажущейся скорости
гироскопического интегратора, входящего в систему регули-
рования кажущейся скорости. Для обеспечения устойчивого
движения ракеты на активном участке траектории и удовлет-
ворения требований, предъявляемых к кучности, автомат ста-
билизации выполнял следующие функции:
-	стабилизацию движения ракеты относительно центра
тяжести путем стабилизации углов тангажа, рыскания и вра-
щения относительно продольной оси;
-	программный поворот по углу тангажа;
-	стабилизацию бокового движения;
-	стабилизацию нормальной компоненты скорости раке-
ты путем стабилизации проекции вектора кажущейся скоро-
сти на направление оси ракеты при невозмущенном полете.
В автомате стабилизации использовался усилитель-пре-
образователь на кристаллических триодах. Для простоты
и надежности эксплуатации в системе РКС использовались
реле. Надежность работы системы управления достигалась
дублированием элементов.
Сотрудники института выполнили большой объем расчет-
но-теоретических исследований и моделирования по авто-
номной системе управления. При проектировании АСУ были
разработаны новые системы:
-	полуавтомат высокой производительности для прове-
дения регламентных испытаний электрооборудования и ком-
плексной схемы бортовой части ракеты;
-	автомат высокой производительности для проведения
испытаний в комплексе приборов управления;
-	для обеспечения надежности стабилизации ракеты, с уче-
том наличия упругих колебаний и для улучшения помехозащи-
щенности, впервые использовалась схема автомата стабили-
зации с применением нового прибора-блока демпфирующих
гироскопов; это исключило необходимость установки гиро-
приборов на блоке «А» ракеты, т. е. позволило решить вопрос
стабилизации с одним комплектом «курсовых» гироприборов;
-	проведенные исследования устойчивости однократного
интегратора системы стабилизации центра масс позволили
повысить запас устойчивости благодаря увеличению коэф-
фициента собственного демпфирования измерительно-пре-
образовательных головок;
-	разработан метод компенсации «уходов» гироприборов
системы стабилизации центра масс; исследование фазовых
соотношений в измерительно-преобразовательных головках
и усилителях позволило успешно решить вопрос устойчиво-
сти работы системы НС - БС в целом;
-	разработана конструкция нового генератора програм-
мированных импульсов, обеспечивающего дистанционное
управление устройством, разрешающим прохождение ко-
манд и дистанционную смену двух программ в зависимости
от полетного задания;
-	создан проект нового малогабаритного шагового мотора
МШМ-Д, который в отличие от предшественника позволял обе-
спечивать фиксацию в любом положении; разработан также
реверсивный шаговый мотор МШР-1.
Летные испытания ракеты Р-9 начались 9 апреля 1961 г.
(первый успешный пуск пошел 21 апреля 1961 г.), а 22 февра-
ля 1963 г. состоялся успешный первый пуск ракеты Р-9А. 27
сентября 1963 г. прошел первый пуск ракеты Р-9 из шахты.
Ракету Р-9А с шахтным наземным комплексом («Долина») с
индексом 8К75 приняли на вооружение 21 июля 1965 г.
Системы управления баллистических ракет,
боевых и космических ракетных комплексов,
разгонных блоков, космических аппаратов
(1970-е гг.)
Значительное расширение фронта работ по ракетно-
космической технике в начале 1970-х гг., резкое различие
в специфике проектирования и отработке автономных и
радиотехнических систем управления, необходимость их
интенсивного развития потребовали образования двух само-
стоятельных проектно-конструкторских организаций по этим
направлениям. Руководство НИИ-885 выступило с предло-
жением по разделению института. Предложения тщательно
прорабатывались в Комиссии по военно-промышленным во-
просам при Совете Министров СССР и в заинтересованных
министерствах.
30 марта 1963 г. вышло постановление ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР № 380-138 и приказ ГКРЭ № 173 от
13 апреля 1963 г. «О своевременном и полном перебазиро-
вании подразделений НИИ-944 и НИИ-885 на отведенные
им площади». Это постановление предусматривало наращи-
вание на создаваемых предприятиях заводских мощностей,
приобретение дополнительных производственных площадей
и дополнительных кадров квалифицированных инженеров и
производственных рабочих.
В соответствии с этим документом на базе НИИ-885
были созданы два крупных института: Научно-исследова-
тельский институт автоматики и приборостроения и НИИ
приборостроения.
Бурное развитие ракетно-космической техники, расши-
рение задач, решаемых автономной системой управления,
требовало увеличения количества людей и оснащения под-
16
Глава 1
ФГУП «Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени
академика НА.Пилюгина»
С середины 1960-х гг. в организации
развертываются работы по созданию
дискретной техники и цифровых вычис-
лительных устройств. Разрабатываются
дискретные акселерометры и датчики
угла. Созданы цифровой автомат управ-
ления дальностью и цифровая система
калибровки акселерометров. Прибористы
института создали первую бортовую вы-
числительную машину, гироблоки, новые
датчики угла и момента. Все последую-
щие системы управления создавались с
использованием БЦВМ и гироплатформ
собственной разработки. Для отработки
систем управления были созданы ком-
плексные испытательные стенды.
Большие работы проведены по ме-
трологическому обеспечению контроля
точностных характеристик приборов. В
полную силу начал работать опытный
завод. Практически все приборы созда-
разделений современной аппаратурой и оборудованием.
К началу 1963 г. коллектив численностью около 1000 чело-
век, возглавляемый Н.А.Пилюгиным, переехал на юго-запад
столицы.
Структура Научно-исследовательского института автома-
тики и приборостроения состояла из семи отделений, обще-
технических и вспомогательных отделов, а также опытного
завода. Перечислим основные отделения:
-	теоретическое;
-	электронных приборов;
-	точной электромеханики;
-	командных приборов;
-	конструкторское;
-	технологическое;
-	комплексное;
-	испытательная база для приборов и узлов.
1970-1980-е гг. - это время расцвета института, время
больших творческих результатов, соответствующих уровню
техники того периода. В отдельные годы в институте одно-
временно разрабатывалось до 15 систем управления для
различных типов ракет. Институт продолжал развиваться
и расти. При формировании научного коллектива Николай
Алексеевич смело выдвигал на руководящие посты молодых
ученых и талантливых инженеров. Средний возраст началь-
ников лабораторий и отделов в 1950-1960-е гг. составлял
30-35 лет.
Работы по созданию систем управления, начатые еще в
составе НИИ-885, не прекращались во время реорганизации
и переезда в Зюзино. Полным ходом шла разработка систе-
мы для ракеты-носителя «Протон», для космических аппара-
тов лунной программы, первых отечественных твердотоплив-
ных ракет РТ-15 и РТ-2.
Началась разработка системы управления самой массо-
вой баллистической ракеты УР-100 генерального конструк-
тора В.Н.Челомея. Системы управления ракет «Протон» и
УР-100 были аналоговыми. В СУ ракеты «Протон» впервые
ваемых систем изготавливали его цеха.
За короткий срок был создан научно-производственный
комплекс, способный решать и уже решавший поставленные
задачи. Разработка преобразователей информации с нужны-
ми точностными характеристиками оказалась сложной зада-
чей, но и она была успешно решена.
Входят в жизнь понятия «комплексный командный при-
бор» и «бортовой цифровой вычислительный комплекс».
Для баллистических ракет система управления конструктив-
но стала выполняться в виде герметичного приборного от-
сека, являющегося составной частью ракеты. Это позволило
значительно уменьшить результирующий вес системы управ-
ления и упростить конструкцию приборов.
Резкое возрастание количества полупроводниковых при-
боров в системе на новый уровень вывело проблему обе-
спечения надежности. Этому вопросу главный конструктор
уделял особое внимание. Был организован входной контроль
элементов. В цехах проводились термоиспытания узлов и
приборов, обязательные виброиспытания. Широко приме-
нялись дублирование и троирование. Проводился большой
объем отработочных испытаний.
В начале 1970-х гг. в стране начинает бурно развивать-
ся интегральная микроэлектроника. НИИ АП один из первых
начал применять микросхемы в аппаратуре. Для монтажа
микросхем были разработаны многослойные печатные пла-
ты и технология их изготовления. Созданы установки для
контроля плат и монтажа на них микросхем. Построен цех из-
готовления печатных плат, налажено их серийное производ-
ство. На интегральных микросхемах была разработана новая
БЦВМ У390, продолжалось совершенствование командных
приборов. Начато производство деталей приборов из берил-
лия. Разработан гироблок с газодинамической опорой рото-
ра. Создаются усовершенствованные датчики момента для
гироплатформы, новое поколение датчиков углов.
Наличие в составе системы управления БЦВМ вызвало
необходимость развития нового направления работ - разра-
применена гироплатформа собственной разработки.
ботку и отладку программного обеспечения.
17
ФГУП «НПЦАП»
Очень важным обстоятельством стало то, что, в отличие
от других организаций, в НИИ АП этим вопросом занимались
не специальные подразделения, а сами разработчики систем
и алгоритмов.
Разработка систем управления для боевых
ракетных комплексов. Ракетные комплексы
разработки главного конструктора С.П.Королева
Система управления межконтинентальной баллистиче-
ской ракетой РТ-2
Первым шагом в направлении внедрения высокоточных
преобразователей и цифровых вычислительных средств
стала разработка системы управления для межконтинен-
тальной твердотопливной ракеты РТ-2 главного конструк-
тора С.П.Королева. Официально разработка задавалась
соответствующим постановлением в апреле 1961 г. Работы
выполняла кооперация предприятий, общее руководство
которыми возлагалось на ОКБ-1 академика С.П.Королева.
Заместителем главного конструктора, непосредственно
руководившим работами по созданию МБР РТ-2, являлся
И.Н.Садовский.
Межконтинентальная баллистическая ракета РТ-2 как
объект управления представляла собой трехступенчатую
твердотопливную МБР легкого класса, построенную по тан-
демной схеме с моноблочной ГЧ.
Все твердотопливные ракетные двигатели серийной
ракеты РТ-2 снаряжались смесевым топливом, в отли-
чие от ее предшественницы - ракеты среднего радиуса
действия РТ-1, разработанной и испытанной под руко-
водством И.Н.Садовского. Первый успешный пуск ракеты
РТ-2 состоялся в феврале 1966 г.
Отсутствие системы регулирования кажущейся ско-
рости, в отличие от жидкостных ракет, вынудило в СУ
сделать алгоритм парирования продольных возмущений
для достижения заданной точности стрельбы, при ко-
тором программа угла тангажа формировалась в функ-
ции вертикальной составляющей кажущейся скорости.
В автомате управления дальностью впервые применили
цифровой принцип управления. Были впервые примене-
ны акселерометры с импульсным съемом информации.
Управление дальностью полета осуществлялось по набору
функционала, расчет которого впервые осуществлялся в
вычислительном блоке, представлявшем собой цифровой
дифференциальный анализатор. Таким образом, автомат
управления дальностью уже был цифровым, хотя на борту
БЦВМ еще не было.
Возмущения от разбросов тяги пороховых двигателей
стали гораздо больше, чем в жидкостных ракетах, а отраба-
тывать их при помощи системы регулирования кажущейся
скорости, как на ракетах ЖРД, было невозможно, посколь-
ку тяга двигателей была нерегулируемой. С целью снижения
влияния продольных возмущений на точность стрельбы про-
грамма угла тангажа формировалась в функции вертикаль-
ной составляющей кажущейся скорости.
Как объект регулирования твердотопливная ракета отли-
чалась значительной аэродинамической неустойчивостью,
низкими частотами упругих колебаний корпуса и значи-
тельными разбросами эффективности рулевых органов,
большим опрокидывающим моментом во время первого
разделения. Нагрузки на отклоняемые сопла первой сту-
пени оказались настолько большими, что уже в ходе про-
ектирования головному предприятию пришлось менять
рулевые машинки первой ступени на более мощные.
Линейный автомат стабилизации с коммутируемыми в
полете параметрами не позволял обеспечить достаточные
запасы устойчивости. Для АС первой ступени были необхо-
димы иные, нестандартные, подходы. Одним из таких под-
ходов было применение самонастраивающихся регуляторов.
К тому времени теория самонастраивающихся регуляторов
уже была разработана. Однако примеров практической реа-
лизации подобных систем на аналоговых элементах в нашей
отрасли не было.
Разработка систем управления для ракетных
комплексов главного конструктора В.Н. Челомея
В 1963 г. коллектив Н.А.Пилюгина начал разрабатывать
СУ для изделий генерального конструктора В.Н.Челомея -
межконтинентальной ракеты УР-100 (8К84) и ее модифика-
ций с различными видами стартовых позиций, обладающих
повышенными боеготовностью и точностью. Эти ракеты со-
вместно с ракетами ОКБ главного конструктора М.К.Янгеля
составили ракетно-ядерный щит страны и тем самым пре-
дотвратили новую мировую войну. Впервые для УР-100 со-
вместно с главным конструктором В.С.Семенихиным была
разработана система дистанционного управления ракетными
комплексами, получившая в дальнейшем массовое примене-
ние и ставшая широко известной по входившему в нее «ядер-
ному чемоданчику» президента.
Система управления ракетным комплексом УР-100
30 марта 1963 г. вышло Постановление ЦК КПСС и Совета
Министров СССР № 389-140 «О разработке боевого ракетно-
го комплекса с малогабаритной МБР шахтного базирования
УР-100». При проектировании и создании ракетного ком-
плекса и малогабаритной ракеты УР-100 (8К84) впервые в ра-
кетной технике удалось решить важные научно-технические,
эксплуатационные, технологические и экономические задачи,
обеспечить возможность стрельбы малогабаритной ракеты
на межконтинентальную дальность. Ракета находилась в со-
стоянии боевой готовности в течение всего времени пребы-
вания на боевом дежурстве. Условия эксплуатации жидкост-
ных ракет в полевых условиях воинских частей стали лучше.
Снизились затраты на создание и развертывание ракетного
комплекса за счет уменьшения стартовой массы и габаритов
МБР, использования ШПУ упрощенной конструкции, которая
не требует постоянного обслуживания. Инерциальная систе-
ма управления при максимальной дальности 10 000 км обе-
спечивала круговое вероятное отклонение 900 м.
Ракета УР-100 строилась по схеме «тандем» с последо-
вательным разделением ступеней, конструктивно состоящей
из первой и второй ступени и головной части. Для этой ра-
кеты институт разработал систему управления, обеспечив-
шую управление полетом на активном участке траектории
в соответствии с заранее рассчитанной программой полета.
18
Глава 1
Она также обеспечивала автоматизированную подготовку пу-
ска ракеты, дистанционный, непрерывный и периодический
контроль состояния ракеты с пункта управления боевым ра-
кетным комплексом. В ее состав входили устройства, уста-
новленные и в приборном отсеке, и на пусковой установке.
Впервые на этой ракете была решена задача хранения азиму-
та базового направления.
Важным новшеством в боевом ракетном комплексе
УР-100 (10 пусковых установок) стало применение системы
дистанционного боевого управления и контроля, которая по-
зволяла с командного пункта контролировать на большом
расстоянии от пусковых установок техническое состояние
ракет своего и соседних - «слева» и «справа» - БРК.
19 апреля 1965 г. с космодрома. Байконур состоялся
первый пуск МБР УР-100. После этого начались летно-кон-
структорские испытания. Еще до завершения ЛКИ, в 1966 г.,
государственная комиссия приняла решение о развертывании
серийного производства ракеты УР-100.
Система управления боевыми ракетными комплексами
УР-200, УР-500
ОКБ-52 под руководством В.Н.Челомея предлагало соз-
дать целое семейство МБР среднего (УР-200) и тяжелого
(УР-500) классов.
Первой совместной работой В.Н.Челомея, Н.А.Пилюгина и
их коллективов являлся ракетный комплекс УР-200 (универ-
сальная ракета 8К81), разработанная в 1960-1964 гг. Именно
при создании этой ракеты «схлестнулись» в своих подходах
к решению задач В.Н.Челомей и НАПилюгин. Много «копий
сломали» руководители предприятий при обсуждении причин
того, что ракета в полете испытывала неугасающие колебания
недопустимых параметров. Происходит ли это от «трясучей»
ракеты (термин Николая Алексеевича) или «неуравновешен-
ных действий системы управления в контурах с приводом дви-
гателей», как заявил Владимир Николаевич. Решением этой
задачи занимались целые творческие бригады с обеих сторон.
В НИИАП и филиале № 1 ОКБ-52 (Фили) действовало специ-
ально созданное подразделение головного КБ.
Опыт совместного решения сложных творческих задач,
полученный при работе над УР-200, очень пригодился поз-
же для решения очередной исторической задачи - создания
комплекса с ракетой УР-100.
Первой разработкой ОКБ-52 в области ракетных комплек-
сов и ракет-носителей стала универсальная баллистическая
ракета УР-200 (8К81), начавшаяся в 1961 г. Она создавалась
в двух вариантах:
-	как баллистическая ракета и как носитель космических
аппаратов;
-	как орбитальная межконтинентальная (глобальная) ра-
кета.
Летные испытания проводились на полигоне Байконур с
ноября 1963 по октябрь 1964 г. в соответствии с постановле-
ниями ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 16 марта и 1 ав-
густа 1961 г. Всего было выполнено девять пусков ракеты.
Предполагалось, что УР-200 станет первым в Советском
Союзе универсальным носителем ряда сменных полезных
грузов и обеспечит стрельбу баллистическими головными
частями на дальность свыше 12000 км, а также вывод на ор-
биту спутников-истребителей противокосмической обороны,
спутников морской глобальной разведки и запуск боевой ча-
сти для атаки объектов противника с орбиты.
Универсальная ракета УР-200 является жидкостной двух-
ступенчатой, она выполнена по тандемной схеме, двигатель-
ные установки всех ступеней работают на высококипящих
компонентах топлива. Система управления разрабатывалась
в двух вариантах: полностью автономная инерциальная и
инерциальная с использованием радиокоррекции.
По своим тактико-техническим характеристикам УР-200
соответствовала ракетам Р-9 конструкции С.П.Королева. Хотя
летные испытания проходили вполне успешно и подтвердили
реализуемость заданных тактико-технических характеристик
ракеты, работу над УР-200 и всеми ее вариантами прекратили
в 1965 г. К этому времени янгелевская межконтинентальная
ракета Р-16 уже поступила на вооружение.
Еще в процессе работы над эскизным проектом УР-200
появилось решение создать на ее базе тяжелую универсаль-
ную PH УР-500, которая по грузоподъемности примерно
в 5 раз превышала исходную.
Рассматривали три варианта:
-	межконтинентальная баллистическая ракета с тяжелой
головной частью;
-	глобальная ракета с маневрирующей и не маневрирую-
щей тяжелыми головными частями, с круговой дальностью
стрельбы;
-	ракета-носитель космических объектов массой 12-13 т
и носитель боевых и научных ракетопланов.
Ракета имела двухступенчатую схему с тандемным рас-
положением ступеней. Эскизный проект МБР УР-500 был
закончен в 1963 г. Для этой ракеты в качестве основного вы-
брали шахтный вариант базирования.
На УР-500 В.Н.Челомей ввел 50-секундный запрет на при-
ходящую от системы управления ракеты команду аварийного
выключения двигателей. Это решение обеспечило полную
сохранность старта от разрушения при аварийных ситуациях
на ракете.
Осенью 1964 г. на полигоне Тюратам руководству страны
во главе Н.С.Хрущевым продемонстрировали полноразмер-
ный макет МБР УР-500 на пусковом столе стартового ком-
плекса и макет шахтной пусковой установки. 16 июля 1965 г.
в 14 ч 16 мин ракета стартовала и вывела на орбиту спутник
Академии наук СССР «Протон».
После этого было принято решение о строительстве двух
ШПУ. Однако при смене руководства страны интерес к ракете
снизился. В1965 г. тему МБР УР-500 закрыли. В дальнейшем
работы продолжались только по космическим ракетам-носи-
телям, разработанным и созданным на базе МБР УР-500.
Несмотря на то, что неординарные творческие лич-
ности, руководители больших коллективов В.Н.Челомей,
и Н.А.Пилюгин могли делать резкие выводы и принимать
весьма жесткие решения, обсуждения научно-техниче-
ских проблем, возникших в процессе испытаний ракет
УР-200 и УР-100, носили конкретный доказательный ха-
рактер. Каждый из них, безусловно, отстаивал свою точку
зрения, но, решая задачи государственной важности, они
находили совместные эффективные решения, которые
выполнялись без лишних затрат и в кратчайшее время.
19
ФГУП «НПЦАП»
В 1970-е гг. резко повысились требования к точности
попадания полезных нагрузок баллистических ракет и выве-
дения космических аппаратов. Н.А.Пилюгин поставил задачу
измерить основные погрешности командных приборов в про-
цессе предстартовой подготовки. Результаты высокоточных
калибровок чувствительных элементов в процессе предстар-
товой подготовки ракетных комплексов используются в по-
летных алгоритмах. Операции калибровки делаются во время
полета в течение одного непрерывного включения комплекса
командных приборов, что дополнительно повышает досто-
верность и точность калибровочных коэффициентов. Такой
подход принципиально отличает наши системы управления
от СУ других организаций, где калибровочные коэффициен-
ты определяются при проведении регламентных проверок
ККП. Их сохранность гарантируется в течение нескольких лет
межрегламентного периода. Это пример преимущества тех-
нического единовластия, за что так ратовал и чего добивался
Н.А.Пилюгин.
Высокие точностные характеристики ГСП позволили ре-
шить задачу прицеливания с использованием имеющегося на
борту ККП, который под управлением заложенных в БЦВМ
специальных алгоритмов выполняет операцию определения
азимута в режиме гирокомпасирования.
Следует отметить, что в состав СУ для ракетных комплек-
сов генерального конструктора В.Н.Челомея - УР-100, УР-200
и УР-500, которые по времени шли позже, чем разработка
СУ для ракет РТ-2, - по-прежнему не включали приборы для
цифровой обработки информации. Все дело в том, что эн-
тузиазм Н.А.Пилюгина по внедрению на борту ракет цифро-
вой отработки информации в тот момент времени не понял
генеральный конструктор В.Н.Челомей. Системы управления
с бортовой вычислительной машиной для ракет типа УР-100
появились гораздо позже, когда разработку СУ передали в
Харьков главному конструктору В.С.Сергееву. Система управ-
ления УР-500 («Протон-К») использовалась на «Протоне-М»
в 1990-е гг.
Разработка систем управления для ракетных
комплексов стратегического назначения
главных конструкторов А Д.Надирадзе,
Б.НЛагутина и Ю.С.Соломонова
Московский институт теплотехники, входивший после
1964 г. в систему Министерства оборонной промышленно-
сти, возглавлял главный конструктор Александр Давидович
Надирадзе. Эта организация занималась созданием ракетных
комплексов малой дальности оперативно-тактического на-
значения для Сухопутных войск. Опыт ОКБ-1, полученный при
создании твердотопливных ракет РТ-2, и достижения промыш-
ленности, осваивавшей производство эффективных смесевых
твердых топлив, позволили Надирадзе разработать ракету
малой, а затем и средней дальности, которые должны были
заменить жидкостные ракеты Р-5М, Р-12 и Р-14. Основным
достоинством нового ракетного комплекса был отказ от ШПУ
и применение мобильного способа базирования. Мобильные
пусковые установки могли скрытно перебазироваться, и не-
определенность их местоположения сулила существенное по-
вышение живучести.
Поэтому сотрудничество с Московским институтом те-
плотехники в эти годы занимало особое место в истории
разработок ФГУП «НПЦАП имени академика Н.А.Пилюгина».
Результатом этого многолетнего сотрудничества явилось
создание подвижных грунтовых стратегических ракетных
комплексов РВСН разных поколений с баллистическими
управляемыми твердотопливными ракетами. К ним относят-
ся «Темп-2С», семейство ракетных комплексов «Пионер»,
«Тополь», вариант мобильного комплекса «Тополь-М», а так-
же нетрадиционные для Московского института теплотехни-
ки вариант ракетного комплекса «Тополь-М» стационарного
(шахтного) базирования и комплекс с межконтинентальной
баллистической ракетой «Булава-30» для стратегических
подводных крейсеров-ракетоносцев.
Система управления подвижным грунтовым ракетным
комплексом «Темп-2С»
Особенности сотрудничества МИТ и НПЦАП, начавшего-
ся при разработке в МИТ подвижного грунтового комплекса
«Темп-2С» с межконтинентальной твердотопливной ракетой
15Ж42, состоят в том, что МИТ и НПЦАП относятся к разным
министерствам. По замыслу тематического деления оборон-
ных отраслей промышленности в 1965 г. Министерству обо-
ронной промышленности поручили создать, помимо других
видов вооружения, ракеты для Сухопутных войск СССР, а Ми-
нистерству общего машиностроения - ракетное вооружение
для Ракетных войск стратегического назначения.
Нетрадиционный альянс двух оборонных отраслей возник
в 1969 г. по совету и настоянию выдающегося политического и
государственного деятеля СССР Д.Ф.Устинова. Его единомыш-
ленник, выдающийся инженер и ученый, директор и главный
конструктор МИТ А.Д.Надирадзе много сделал для того, чтобы
вместе с Устиновым убедительно раскрыть перед политическим
руководством страны, в частности, перед Генеральным секрета-
рем ЦК КПСС Л.И.Брежневым, гибельность для страны ставки
исключительно на стационарные (шахтные) комплексы, хотя и
защищенные. Возможность создания подвижного грунтового
колесного ракетного комплекса с твердотопливной баллистиче-
ской ракетой МИТ доказал разработкой, испытаниями и постав-
кой на вооружение в 1958 г. сначала РВСН, а затем Сухопутных
войск СССР ракетного подвижного комплекса «Темп-С».
Система управления для комплекса «Темп-С» разра-
батывалась под руководством главного конструктора СУ
Н.А.Семихатова (г. Свердловск, ныне Екатеринбург). Интен-
сивная работа МОП по «модернизации» комплекса «Темп-С»
в сторону создания подвижного грунтового ракетного ком-
плекса стратегического назначения «Темп-С2М» носила ам-
бициозный характер и делалась под прикрытием создания
подвижного ракетного комплекса средней дальности. В МОП
знали, что тематика межконтинентальных ракетных комплек-
сов являлась прерогативой МОМ, имевшего свой опыт соз-
дания подвижного и стационарного ракетных комплексов с
твердотопливными ракетами РТ-1, РТ-15, РТ-2, РТ-2П.
Однако по постановлению Совета Министров СССР от
6 марта 1966 г. в МИТ, относившемся к МОП, под руковод-
ством А.Д.Надирадзе начались работы над подвижным грун-
товым ракетным комплексом стратегического назначения с
твердотопливной ракетой «Темп-2С».
20
Глава 1
После рабочих встреч специалистов МИТ и НИИ АП были
скорректированы тактико-технические характеристики. По-
становление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 538-135
от 10 июля 1969 г. узаконило привлечение НИИ АП к разра-
ботке СУ комплекса «Темп-2С».
Общими усилиями удалось договориться о том, что СУ
должна строиться на БЦВМ. Так открывалось третье поколе-
ние баллистических стратегических ракет.
Перспективу создания надежной и достаточно быстро-
действующей БЦВМ, этого электронного чуда, в стенах НИИ
АП уже подтвердила автономная отработка первых образцов
БЦВМ У390. Но главные трудности были впереди. Эта техника,
в т. ч. согласующие устройства и программы в необходимом
интерфейсном сервисе, доставила много творческих и физи-
ческих мучений и разработчикам аппаратуры, и испытателям
на комплексных стендах и аналого-цифровых комплексах. Ис-
пытательные и проверочные режимы отработки проходили не-
устойчиво по множеству причин, которые постепенно и после-
довательно устранялись. Одна из них - неверное соотношение
«полезный сигнал - помеха». Сделали дополнительный усили-
тель - формирователь импульсов с машины на согласующие
блоки, и система заработала устойчиво. Особое беспокойство
у руководства вызывал режим комплексных испытаний, ко-
торый невозможно диагностировать системами аналогового
типа. Помогло то, что практически параллельно с разработкой
СУ МБР комплексом «Темп-2С» шла разработка, изготовление
и отработка СУ МБР 15А15 главного конструктора М.К.Янгеля.
Унификация аппаратуры и методология разработки и отладки
программно-математического обеспечения двух «параллель-
ных» ракет пошла на пользу обеим разработкам.
На ракете 15Ж42 комплекса «Темп-2С» бортовая СУ
имела трехосный гиростабилизатор, у которого на стабили-
зированной платформе стояли высокоточные акселероме-
тры с дискретным съемом измерительной информации. Два
акселерометра, расположенные под углом к горизонту и от-
носительного друг к другу в плоскости прицеливания давали
информацию для расчетов на борту параметров навигацион-
ной задачи в прямоугольной системе координат. Третий, ори-
ентированный перпендикулярно плоскости прицеливания,
контролировал боковое движение ракеты. Вследствие реше-
ния на борту навигационной задачи с помощью ПМО БЦВМ
надобность системы нормальной стабилизации движения
ракеты отпала. Кроме того, БЦВМ на основе ПМО обеспечи-
вала предстартовую подготовку ракеты, ее пуск и навигацию
в полете с выдачей всех функциональных команд управления
полетом ракеты и функциональным наведением боевой ча-
сти на цель.
Особую роль сыграла БЦВМ в предстартовой калибров-
ке командных приборов системы управления. Она позволила
НИИ АП освободиться от необходимости заказывать команд-
ные приборы на стороне и стать единственным научно-про-
изводственным объединением (НИИ АП плюс опытный за-
вод) в СССР и современной России, которое разрабатывает
и изготавливает систему управления и ее элементную базу,
в т. ч. гироскопическую, в одной организации.
Пуск МБР «Темп-2С» производится с подвижного пуско-
вого агрегата, на котором контейнер с ракетой-носителем на-
ходился в горизонтальном положении. Перед самым пуском
контейнер принимает вертикальное положение. Это накла-
дывает специфические требования на кинематическую схему
карданова подвеса трехосной гироплатформы и на начало
решения на борту навигационной задачи «Полет» ракеты для
СУ начинается с момента установки контейнера в вертикаль-
ное положение. Специально разработанный гиростабилиза-
тор Н300А, удовлетворяющий указанным специфическим
условиям подвижного комплекса, имел следующие отличия
от своего предшественника К300 для МБР стационарного ба-
зирования:
-	ориентация карданова подвеса (наружная ось - ось тан-
гажа, внутренняя - ось рыскания, промежуточная - ось вра-
щения); согласование измерительной информации с датчи-
ков углов карданова подвеса с положением геометрических
осей ракеты - через преобразователь координат;
-	наличие программного разворота гироблоков на опти-
мальный угол для любой траектории полета ракеты, позволя-
ющего компенсировать влияние «уходов» гироблоков из-за
разбалансировки гироскопов;
-	нелинейный закон управления двигателями стабилиза-
ции платформы (по результатам летных испытаний для деся-
тикратных перегрузок она была модернизирована);
-	компенсация момента от неравной жесткости карданова
подвеса установкой компенсационного груза; применяемые в
то время гироблоки и акселерометры обеспечивали высокую
точность.
Систему управления на основе БЦВМ с калибруемым
комплексом командных приборов можно было много-
кратно проверять по точностным параметрам в наземных
условиях в режиме комплексных испытаний. В этом режи-
ме осуществляется предстартовая калибровка командных
приборов и имитация полета воздействием на чувстви-
тельные элементы командных приборов силы тяжести.
Имитация полета («технологический полет») помогает
точностному контролю прохождения функциональных ко-
манд, в первую очередь главной команды на выключение
двигательной установки.
Таковы основные особенности ракетных комплексов
третьего поколения, к которым относится «Темп-2С».
Информация от БЦВМ выдается на телеметрию для по-
слеполетного анализа функционирования системы управле-
ния. Для обеспечения высокой надежности БЦВМ и других
подсистем и приборов СУ применялось поканальное и по-
элементное резервирование. Для оптимизации весовых ха-
рактеристик приборов их делали негерметичными, но раз-
мещали в герметичном приборном отсеке. Для управления
датчиками моментов и силовыми приводами использовали
широтно-импульсную модуляцию (тарированные импуль-
сы тока) командных сигналов. Для комплексной отработки
аппаратуры СУ подготовили комплексные стенды с реаль-
ной аппаратурой. Отработка ПМО автомата стабилизации с
реальной аппаратурой проводилась на аналого-цифровых
комплексах. Были разработаны методология контроля точ-
ности СУ в наземных условиях, система точностных параме-
тров и методики получения итогов испытательных режимов
Новая методология позволяла оценить точность попаданий
по результатам этапа летных испытаний ракеты или всей
программы испытаний. Как показали наземные и летные
21
ФГУП «НПЦАП»
испытания СУ, достоверность оценки ее точностных харак-
теристик существенно повысилась.
С помощью БЦВК велось управление наземной аппарату-
рой СУ, на которую возлагались более сложные, чем ранее,
задачи. Одна из них - математическое обслуживание и управ-
ление системой прицеливания.
Для сохранения секретности местонахождения подвиж-
ных комплексов следовало хранить геодезические данные
точек старта позиционного района дислокации комплекса
(7 точек) и полетные задания (6 заданий), для чего был раз-
работан хранитель информации.
Наличие вычислительного комплекса и использование
новых устройств и схемных решений позволило впервые реа-
лизовать встроенный контроль технического состояния борто-
вой и наземной аппаратуры, а также отказаться от традицион-
ной регламентной аппаратуры.
В число задач, решаемых бортовым цифровым ком-
плексом, входило управление наземными системами пу-
сковой установки, что также являлось новшеством и дало
возможность не только управлять системами при пуске и
дежурстве, но и автоматизировать проверку их техническо-
го состояния.
Впервые удалось обеспечить стыковку шестого звена
боевого управления с аппаратурой системы управления пу-
сковой установкой. Для этого разработана система дистан-
ционного управления, построенная на принципе релейных
телемеханических устройств.
Существенное значение при анализе и обеспечении точ-
ности управления для ракеты приобрела новая методология
совместной обработки телеметрических данных опросов
выходных сигналов акселерометров (или параметров нави-
гационной задачи) и внешних траекторных измерений па-
раметров движения ракеты на активном участке. Разность
одноименных параметров движения ракеты в функции со-
впадающих моментов времени при совместной обработке
результатов телеметрии и ВТИ дает информацию о суммар-
ной инструментальной погрешности управления и в отдель-
ных, «аварийных», случаях - информацию о проявившейся
инструментальной погрешности прибора или устройства.
Внедрение этой методологии позволило разгадать при-
чину отдельных неблагоприятных точностных результатов,
учесть их влияние на точность попадания и, после устране-
ния причины в последующих пусках, обоснованно вернуть
их результаты в общий статистический ряд, не производя
дополнительных пусков.
Впервые в мировой практике появился простой и надеж-
ный в эксплуатации подвижный грунтовый стратегический
ракетный комплекс с твердотопливной баллистической меж-
континентальной ракетой. Он обладал высокой выживаемо-
стью, короткой предстартовой подготовкой, высокими точ-
ностными характеристиками. Пуски могли производиться с
плановых точек маршрута патрулирования.
Все системные и методические наработки на комплек-
се «Темп-2С» по организации и контролю точностных ха-
рактеристик СУ ракеты в условиях наземных испытаний
и в полете утвердились и использовались в последую-
щих разработках ракетных комплексов с бортовой ЦВМ
на ракете. Более поздние разработки, да и современные
(«Тополь-М»), также в своей основе используют техниче-
ские решения и принципы, заложенные в системе управ-
ления комплекса «Темп-2С». Выдающимся достижением
коллектива под руководством Н.А.Пилюгина стало приме-
нение терминального метода наведения, а также методов
предстартовой калибровки.
Система управления для ракетно-космического комплек-
са УР-500
Проектирование ракеты УР-500 (8К82) началось в
соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР от 24 апреля 1962 г. Основной вариант -
трехступенчатая ракета УР-500 (8К82К) - разрабатывался
в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета ми-
нистров СССР от 3 августа 1964 г. «Об исследовании Луны
и дальнейшем развитии работ по исследованию косми-
ческого пространства». Ракета УР-500 задумывалась как
мощная универсальная ракета-носитель для выведения в
космос нагрузок в основном военного назначения.
Разработку системы управления УР-500 поручили НИИ
АП. Была создана аналоговая система управления с комплек-
сом командных приборов из трех стабилизаторов курса и
тангажа.
Система управления ракеты-носителя «Протон» включа-
ла в себя следующие независимые тракты:
-	систему распределения и коммутации электропитания;
-	систему термостатирования приборов СУ;
-	систему управления автоматикой двигательных устано-
вок и разделения ступеней;
-	систему регулирования кажущейся скорости;
-	автомат управления дальностью;
-	автомат стабилизации;
-	статическое программное устройство;
-	систему азимутального наведения.
Система управления представляла собой аналоговые
устройства с элементами вычислительной техники в РКС,
АУД и СПУ.
Первый пуск двухступенчатой ракеты УР-500 с тяже-
лым научно-исследовательским искусственным спутником
Земли «Протон-1» состоялся 16 июля 1965 г. со стартовой
площадки № 81 полигона Тюратам. Кроме индекса 8К82 и
фирменного обозначения УР-500, ракета на первом запу-
ске имела и собственное имя - «Геркулес». Оно, однако, не
прижилось, и в открытой печати вскоре появилось другое
название - «Протон». Начиная с 1965 г. ракета-носитель
«Протон» и ее модификации стартовали более 300 раз. По
праву этот ракетно-космический комплекс считается са-
мым надежным в мире.
Система управления для ракетно-космического комплек-
са Н1-ЛЗ
В ОКБ-1 Королева еще в 1961 г. начались проработ-
ки тяжелого носителя. А в 1962 г. вышло постановление
правительств о разработке предэскизного проекта ракет-
но-космического комплекса Н1-ЛЗ. Н-1 - трехступенчатая
ракета-носитель тяжелого класса, способная вывести на
орбиту полезную нагрузку массой до 90 т. ЛЗ - космиче-
ская система, которая должна обеспечить полет человека
22
Глава 1
к Луне, посадку лунного корабля на ее поверхность и воз-
вращение на Землю.
В состав комплекса Н1-ЛЗ входили семь ракетных бло-
ков, обозначаемых буквами русского алфавита: первые три
блока - «А», «Б», «В» - составляли ракету-носитель, которая
выводила на околоземную орбиту высотой 220 км лунный
комплекс ЛЗ в составе блоков «Г», «Д», «Е», «И».
Лунный комплекс состоял из четырех последовательно
расположенных ракетных блоков. Блок «Г» одноразовым за-
пуском двигателя должен был обеспечить переход комплекса
ЛЗ с околоземной орбиты на траекторию полета к Луне. Блок
«Д» имел двигатель многоразового включения для обеспече-
ния коррекции траектории полета комплекса на пути к Луне,
его торможения для перевода на орбиту искусственного спут-
ника Луны и создания большей части тормозного импульса
при посадке ЛК на поверхность Луны. Гиростабилизирован-
ная платформа, управляющая траекторией полета лунного
комплекса к Луне, позволяла добиться любой ориентации
космического корабля в пространстве. Блоки «Г» и «Д» ра-
ботали на кислородно-керосиновым топливе. Два последних
блока - «Е» и «И» - вследствие необходимости длительного
функционирования в космическом пространстве использова-
ли высококипящие компоненты топлива - азотный тетраксид
и несимметричный диметилгидразин. В состав этих бло-
ков входили два корабля: лунный, с космонавтом на борту,
осуществлявший посадку на Луну и возвращение на около-
лунную орбиту, и лунный орбитальный, который со вторым
космонавтом оставался на орбите Луны и обеспечивал воз-
вращение экипажа на Землю.
17 марта 1964 г. Королев был у Хрущева. Его сопро-
вождали Мишин, Николай Кузнецов и Пилюгин. Доклады-
вая Хрущеву о ходе работ по Н-1, Королев сделал особый
упор на необходимость создания водородных и ядерных
двигателей и отработку стыковки. Хрущев, по рассказам
Мишина и Пилюгина, в целом поддержал предложения по
активизации работ по Луне, но к идее форсирования работ
по водородным и ядерным двигателям отнесся без всякого
энтузиазма.
3 августа 1964 г. вышло Постановление правительства
№ 655-268 «О работах по исследованию Луны и космическо-
го пространства», в котором впервые говорилось, что важ-
нейшей задачей в исследовании космического пространства
с помощью ракеты Н-1 является освоение Луны с высадкой
экспедиций на ее поверхность и последующее возвращение
на Землю.
Созданная в НИИ АП система управления для Н-1 и Л-3
управляла рядом процессов:
-	движением на участке работы двигателей блоков «Г»,
«Д», «И», «Е», стабилизацией относительно центра масс и
управлением движения самого центра масс;
-	автоматикой управления двигательными установками, в
т. ч. системой регулирования кажущейся скорости;
-	движением на участках торможения для схода с орбиты
ИСЗ, гашением скорости на участке спуска и «мягкого при-
лунения»;
-	взлетом с поверхности Луны и выведением на орбиту
ИСЛ для встречи с ЛОКом;
-	спуском на Землю со второй космической скоростью.
Гиростабилизированные платформы П300, 0300, С500
использовались на всех участках работы системы управления
движением и ориентацией комплексов Н-1, ЛОК и ЛК.
В троированную систему управления полетом Н-1 входи-
ли три гиростабилизированные платформы, девять (вместо
трех) акселерометров продольных ускорений, 18 акселероме-
тров нормальной и боковой стабилизации (НС-БС), три БЦВМ
с примыкающими к ним периферийными устройствами и
преобразователями «код - аналог» и «аналог - код». Впер-
вые применено вычислительное устройство с неизменной
программой, обеспечивающей гибкую программу управле-
ния полетом и высокую точность управления при выходе из
строя части двигателей на первой и второй ступенях ракеты.
Все командно-измерительные схемы работали по принципу
голосования «два из трех». Вследствие тяжелейших вибраци-
онно-акустических и температурных нагрузок, ожидаемых в
районе двигательных установок носителя, автоматика управ-
ления каждым двигателем дополнительно дублировалась.
При этом дублировалась вся кабельная сеть. Кроме того,
наиболее ответственные узлы схемы имели еще и поэлемент-
ное дублирование. Общее число приборов, разрабатываемых
только НИИАП, перевалило за 200, а масса кабельной сети,
по разным данным, колебалась от 3 до 5 т.
Пилюгин говорил: «Управлять ракетами и спутниками без
использования БЦВМ мы умеем, но для пуска на Луну машина
нужна обязательно. Без нее мы можем при посадке стравить
столько топлива, что на обратную дорогу не хватит». Для управ-
ления этим комплексом управленцы Пилюгина отказались от
жесткого программного управления полетом, в котором строго
регламентированы по времени все координаты, расход топли-
ва, тяга двигателей, координаты их выключения в простран-
стве. Такие системы управления стояли на всех ракетах первых
поколений до появления бортовых компьютеров.
При управлении полетом старых ракет для каждой секун-
ды полета все параметры жестко заданы, нельзя отклоняться
от таблицы стрельбы. С появлением БЦВМ появилась воз-
можность «раскрепостить» ракеты, используя принципы т. н.
терминального управления. В упрощенном виде это значит,
что ракете разрешается полет с отклонением внутри широ-
кого коридора: лети, как хочешь, при условии, что полезный
груз донесешь до цели с минимальным расходом топлива и
минимальными отклонениями от точки цели. Терминальное
управление позволяло получить выигрыш в массе полезного
груза. Чтобы управлять движением, всю информацию с ги-
ростабилизированных платформ и установленных на них из-
мерителях ускорений отправляли в БЦВМ по трем осям. Это
был уже не автомат стабилизации» в прежнем понимании, а
система инерциальной навигации. Появление БЦВМ позволило
упростить релейную автоматику управления всеми системами
ракеты, переложив на микроэлектронные интегральные схемы
решение сложных логических задач. В процессе наземных ис-
пытаний при подготовке к полету и в полете с помощью БЦВМ
стало возможно решить задачи диагностики, заменять отка-
завший прибор или участок схемы.
В составе комплекса Н1-ЛЗ было два комплекта БЦВМ: один
- на блоке «В» (третьей ступени ракеты-носителя), другой - на
ЛОК. Первая БЦВМ управляла тремя ступенями ракеты-носите-
ля для выхода на опорную околоземную орбиту. Вторая БЦВМ,
23
ФГУП «НПЦАП»
ЛОКовская, должна была управлять стартом с околоземной ор-
биты к Луне, полетом до Луны, облетом Луны и возвращением
на Землю. БЦВМ разрабатывались на серийных отечественных
интегральных микросхемах «Тропа», изготовляемых заводами
Министерства электронной промышленности.
Новая система управления потребовала использования для
испытаний ракеты нового испытательного оборудования, соот-
ветственно новых инструкций и переобучения испытателей.
Использование микроэлектроники в системах управления
ракеты Н-1 и лунного комплекса ЛЗ позволяло:
-	повысить точность за счет уменьшения методических
ошибок и ввода поправок;
-	существенно увеличить надежность СУ;
-	выбрать оптимальные законы управления и получить
стабильные характеристики;
-	обеспечить дистанционность и автоматизацию контроля
и управления;
-	унифицировать СУ для различных ракет;
-	снизить электропотребление, веса и габариты;
-	уменьшить стоимость СУ в серийном производстве;
-	обеспечить широкие перспективы дальнейшего совер-
шенствования СУ.
Множество проблем с созданием системы управления
комплексом Н1-ЛЗ было связано со сложностью самого ком-
плекса и массой нововведений:
-	42 двигателя на комплексе (на первой ступени - 30 шт., на
второй ступени - 8 шт., на третьей - 4 шт.);
-	большие потребные мощности первичного электропи-
тания;
-	необходимость взаимодействия с новой чужой систе-
мой КОРД;
-	необычная технология изготовления и сборки ракеты;
-	большое количество (несколько сотен) пиротехниче-
ских элементов;
-	нестандартный метод создания управляющих моментов
за счет регулирования тяги основных двигателей.
Все эти особенности требовали нестандартных решений
при создании комплекса СУ. К новым решениям, реализован-
ным в СУ для ракеты Н-1, следует отнести следующие:
-	применение автономного турбогенератора в качестве
первичного источника электроэнергии;
-	использование специальной схемы уплотнения для выво-
да контрольных точек на наземную проверочную аппаратуру;
-	разработка релейных модулей, выполненных как закон-
ченный узел;
-	разработка процесса гелиевой сварки.
По космическим аппаратам ЛК и ЛОК проведены следу-
ющие работы:
1.	Проведены исследования динамики и точности управ-
ления полетом ЛК при спуске на поверхности Луны и при
взлете с поверхности Луны методом расчета на ЦВМ и моде-
лирования на АЦК.
2.	Проведено всестороннее исследование автономной
системы управления пространственного полета лунного пи-
лотируемого корабля, обеспечивающего мягкую посадку его
на поверхность Луны и последующий взлет с ее поверхности
на орбиту искусственного спутника Луны, стыковка с орби-
тальным кораблем.
3.	Проведена отработка малогабаритного поплавкового
интегрирующего гироскопа, предназначенного для установки
в ГСП. Гироприбор характеризуется рядом новых технических
решений, впервые реализованных в отечественной практике.
Значительно увеличен ресурс работы гироскопа за счет при-
менения специальной шарикоподшипниковой опоры и новой
поддерживающей жидкости с улучшенными характеристиками.
4.	В ГСП для обеспечения разворотов ЛК и ЛОК на боль-
шие углы при осуществлении маневров применен принцип
программного разворота гироблоков по осям тангажа и
вращения. Применение программного разворота гиробло-
ков позволило значительно упростить задачу прицеливания
платформы блока ЛК при нахождении на Луне в наклонном
положении.
5.	Применение в программных механизмах вновь раз-
работанных безхраповых шаговых моторов типа МШМ-1,
работающих на повышенной частоте, позволило значительно
снизить ошибки программных разворотов.
6.	Применение в ГСП гироблоков разработки НИИ АП
вместо гироблоков, разработанных НИИПМ, и применение
кожухов из магниевых сплавов позволило уменьшить вес ги-
роплатформы с 32 до 24 кг.
7.	Впервые разработаны многоканальные преобразовате-
ли «аналог - код» для ввода в БЦВМ в цифровой форме углов
с гиростабилизированной платформы с заданной точностью.
8.	Велась отработка аппаратуры СУ на стендах.
По техническому заданию НИИ АП автономный турбоге-
нератор разрабатывал институт ВНИИЭМ (главный конструк-
тор - А.Иосифьян). Два АТГ на первой и третьей ступенях,
каждый мощностью 25,0 кВт, обеспечивали потребителей по-
стоянным током с напряжением 30 В и частотой 1000 Гц. АТГ
работали от наземных источников воздуха или гелия при всех
видах испытаний, а после запуска основных двигателей пере-
ходили на кислый газ от ТНД. Использование АТГ исключило
традиционную схему переключения «земля - борт», подачу
на ракету силового питания и, тем самым, силовые наземные
источники. Наличие на борту мощного источника (60 В) по-
зволило создать экономную схему одновременного последо-
вательного включения большого количества пироэлементов,
которые обеспечивали разделение ступеней ракеты.
Множество двигательных установок, каждая из которых
требовала при наземных испытаниях контроля нескольких со-
тен параметров, привело к использованию специальной схемы
уплотнения для вывода контрольных точек на наземную про-
верочную аппаратуру. В этой схеме применялся специальный
шаговый искатель, который размещался в отдельном приборе
у каждой двигательной установки и по десяти проводам под-
ключал наземный измеритель к 1200 точкам. Серию таких ис-
кателей разработал коллектив электромехаников. На их счету
-уникальные электромагнитные устройства: коммутационные,
временные устройства, силовые дешифраторы и другие, раз-
работанные в течение многих лет для различных СУ.
Большое количество одинаковых коммутационных при-
боров в системе управления ракетой Н-1 привело к идее ис-
пользовать релейные модули, выполненные как законченный
узел, готовый к монтажу в приборе. Модули имели различ-
ные типовые схемы, а для включения пироэлементов снаб-
жались предохранителями.
24
Глава 1
Для уменьшения массы кабельной сети мы предложили
силовые кабели делать из многожильных алюминиевых про-
водов. Технологи разработали процесс гелиевой сварки таких
проводов с наконечниками.
На последнем пуске Н-1 (1972 г.) использовалась модер-
низированная СУ с БЦВМ и ГСП собственной разработки, а
также другие перспективные приборы и системы.
Система управления ракетно-космического комплекса Л1
Центральной задачей 1965-1967 гг. в области освоения
космического пространства были подготовка и последующий
облет Луны ракетно-космическим комплексом 7К-Л1. 25 ок-
тября 1965 г. вышло Постановление правительства «О сосре-
доточении сил конструкторских организаций промышленно-
сти по созданию комплекса ракетно-космических средств для
облета Луны».
Разработку головного блока и орбитального пилоти-
руемого комплекса в целом для облета Луны (комплекс
7К-Л1) поручили ОКБ-52. Сроки очень жесткие: конец
1966 г. - первое полугодие 1967 г. От даты подписания
постановления Хрущевым до облета Луны оставалось
около двух лет. Понимая уязвимость сложнейшей про-
граммы «Союз» для облета Луны, С.П.Королев дал ука-
зание использовать задел по пилотируемому кораблю
«Союз» и блоку «Д». В августе 1965 г. ВПК предложила
С.П.Королеву и В.Н.Челомею решить вопрос о возможно-
сти унификации пилотируемых кораблей для облета Луны
и использования ракеты УР-500К в программе комплекса
«Союз». В результате трудной совместной деятельности
ОКБ-1 и ОКБ-52 появился вариант носителя, в котором
третья ступень ракеты УР-500К не выводила лунный об-
летный комплекс на орбиту, а падала в океан. Доразгон
для ухода с орбиты выполнял разгонный блок «Д». При
разработке схемы полета комплекса Л1 решили прово-
дить два запуска блока «Д». Первое кратковременное
включение двигателя - для вывода на низкую орбиту ИСЗ,
второй запуск - для разгона с опорной ИСЗ к Луне.
Одновременно в рамках программы 7К-Л1 создавался
проект спускаемого аппарата типа «фара». Скорость корабля
гасилась за счет касания земной атмосферы, корабль входил
в нее вторично и совершал мягкую посадку.
Головной организацией по разработке системы управле-
ния объекта 7К-Л1, решению проблем стабилизации и нави-
гации объекта, управлению работой двигателя доразгонного
блока «Д», корабля 7К-Л1, системы управления спуском был
определен НИИ АП.
Началась напряженная работа по реализации програм-
мы, которая не имела себе равных по масштабам, новизне и
срокам. 30 ноября 1965 г. вышел аванпроект РКК Л1. Пред-
усматривалось поэтапная отработка комплекса Л1 на орбите
искусственного спутника Земли в составе кораблей № 2Л и
№ ЗЛ, имеющих упрощенную систему управления с двумя за-
пусками блока «Д»:
-	штатная работа комплекса 7К-Л1 с выведением на
промежуточную орбиту с помощью первого включения
блока «Д»;
-	полет по промежуточной орбите в течение одного витка
(или одних суток);
-	ориентация комплекса в нужном положении для старта
к Луне;
-	старт с промежуточной орбиты с помощью блока «Д»;
-	полет в течение семи суток по траектории облета Луны;
-	облет Луны на расстоянии 1000-12000 км;
-	проведение трех-четырех коррекций траектории;
-	ориентация корабля перед входом в атмосферу;
-	управляемый спуск СА с мягкой посадкой на территории
Казахстана.
Всего предусматривалось девять штатных полетов по
трассе Земля - Луна - Земля, четыре из них - пилотируемые.
Система управления представляла собой синтез новей-
ших разработок с применением трехстепенной гиростаби-
лизированной платформы и спецвычислителя «Аргон-11»
на элементах «Тропа» разработки НИЦЭВТ Минрадиопрома
(Н.А.Крутовских), который стал прообразом современных
бортовых вычислительных средств. Трехосная гиростабили-
зированная платформа с наружной осью вращения имела
программный механизм на блоках, которые позволяли произ-
водить переориентацию объекта по любой оси на неограничен-
ные углы.
Цифровой вычислительный комплекс представлял собой
моноблочную систему, состоящую из процессорного блока
(на элементах «Тропа») канала ввода-вывода, оперативно-за-
поминающего устройства и долговременного запоминающе-
го устройства. Этот новый и достаточно сложный комплекс
следовало отработать и адаптировать под задачи 7К-Л1.
Ввиду сжатых сроков, после кратковременных испытаний
на комплексном стенде в декабре 1966 г. систему управления
для первого корабля 7К-Л1 № 2П и блока «Д» отправили на
полигон Байконур.
Запуск первого корабля 7К-Л1 № 2П состоялся 10 мар-
та 1967 г. Программа практически была выполнена полно-
стью. оба запуска блока «Д» прошли нормально, бортовые
системы в основном функционировали без сбоев. Однако на
корабле № ЗП из-за ошибки при сборке объекта, приведшей
к сбою в автоматике, не удалось осуществить второй запуск
блока «Д».
Всего в 1967-1970 гг. к запуску были подготовлены
12 комплексов УР-500К Л1. При запусках № 4 и № 5 произош-
ли аварии ракет носителей УР-500К.
Впервые в мире облет Луны и возвращение спускаемого
аппарата со второй космической скоростью на Землю уда-
лось осуществить при пуске корабля 7К-Л1 № 9 («Зонд-5»)
15 сентября 1968 г.
В конце 1968 г. американский корабль «Аполлон-8» с
экипажем на борту, выведенный к Луне ракетой «Сатурн-5»,
осуществил облет Луны. По этой причине в 1969 г. было при-
нято окончательное решение о нецелесообразности полета
на корабле 7К-Л1 в пилотируемом варианте.
Система управления блока «ДМ» 11С86- РБ ракеты 8К82К
Разгонный блок «ДМ» предназначался для выведения ра-
кетой 8К82К на геостационарную орбиту спутников связи типа
«Радуга», спутников телевидения типа «Экран» для Дальнего
Востока и Сибири, спутников связи и телевидения типа «Го-
ризонт» для освещения Московской Олимпиады в 1980 г. В
состав системы управления разгонного блока «ДМ» входили:
25
ФГУП «НПЦАП»
-	вычислительно-командная аппаратура, размещенная в
герметичном контейнере тороидального типа;
-	аппаратура автоматики двигательной установки, систем
автомата стабилизации и регулирования кажущейся скоро-
сти, установленная в модульной части блока, которая впо-
следствии использовалась также и для выведения кораблей
к Марсу и Венере;
-	наземно-испытательная аппаратура, обеспечившая по-
луавтоматический режим автономных и комплексных испы-
таний на всех позициях подготовки и пуска блока 11С86.
Разгонный блок «ДМ» оказался востребованным во мно-
гих программах освоения космического пространства. Для
унификации ядра системы управления разгонным блоком
«ДМ» и космическими аппаратами «Марс», «Венера» ис-
пользовались разработанная для этих целей трехосная гиро-
стабилизированная платформа МО 500 и ДО 300, цифровой
вычислительный комплекс на базе БЦВМ 0530.
Для разворотов ГСП в пространстве использовалась си-
стема силовой стабилизации ГСП: гироприборы, соединен-
ные через зубчатые передачи с шаговыми моторами, должны
по программе БЦВМ прецизионно поворачивать оси чувстви-
тельных гироприборов. Этот механизм использовался при
масштабировании акселерометров для установки их осей
чувствительности под местную вертикаль, а также для ком-
пенсации независимых составляющих уходов гироприборов
при длительном полете блока «ДМ» за счет их переориента-
ции в пространстве.
При отработке программ БЦВМ (С530) в схеме стенда
использовалось магнитное оперативного запоминающее
устройство вместо прошитого постоянного запоминающего
устройства по программам проверки входа-выхода, преобра-
зователя «аналог - код», управления ДО 300, автомата стаби-
лизации и блока демпфирующих гироскопов.
Впервые предстартовая подготовка системы управления
блоком «ДМ», включая операции точного приведения и мас-
штабирования акселерометров, выполнялась под контролем
БЦВМ.
Летно-конструкторские испытания разгонного блока
«ДМ» 11086 № 1Л с грузовым макетом проводились на по-
лигоне в марте 1974 г. А № 2Л выводился на орбиту спутника
«Молния-10».
В 1974-1984 гг. был проведен 51 пуск разгонных бло-
ков 11086, из них единственный отказ на стартовой позиции
произошел по вине одного из приборов. Ни одного отказа
по системе управления не было. Начиная с 1979 г. анализ
точностей выведения объектов автономной системой управ-
ления показал, что можно отказаться от коррекции орбиты с
помощью радиосистем.
Следующим этапом было создание новой системы
управления разгонным блоком, доставляющим на около-
земные орбиты космические аппараты различного назначе-
ния - связные, телевизионные и навигационные спутники и
т. д. В эти разработки коллектив сумел вложить весь свой
опыт и знания, создав новую высоконадежную и высоко-
точную систему.
Точностные характеристики работы новой системы по-
ражали даже опытных и капризных заказчиков. В качестве
примера приведены контролируемые параметры выведения
зарубежного космического аппарата Garuda, выведенного
системой управления на стационарную орбиту Земли со сле-
дующими отклонениями от расчетных значений параметров:
-	по периоду - 21 с при допуске 550 с;
-	по наклонению орбиты - 0,4 угл. мин. при допуске
45 угл. мин.;
-	по долготе восходящего угла орбиты - 0,5 угл. мин. при
допуске 60 угл. мин.
В настоящее время система управления РБ выводит от-
ечественные и зарубежные аппараты на околоземные ор-
биты и является лучшей в мире по надежности, точности и
маневренным возможностям. За 20 лет произведено более
150 пусков.
Дальнейшие усилия предприятия по созданию разгон-
ного блока были направлены на унификацию блока «ДМ»,
который стал работать в комплексе с различными косми-
ческими аппаратами, выводя их стационарную и высоко-
эллиптические орбиты и разгоняя к планетам Солнечной
системы.
На этапе внедрения блока «ДМ» в программу геостацио-
нарных спутников связи он выдержал жесткую конкуренцию
со стороны фтор-аммиачного разгонного блока, который
предложили КБ главного конструктора М.Ф.Решетнева и
ОКБ-456 главного конструктора В.П.Глушко. Двигатель, ис-
пользующий в качестве окислителя жидкий фтор, имел бо-
лее высокие энергетические характеристики, однако жидкий
фтор представлял большую угрозу при эксплуатации из-за
чрезвычайной агрессивности и токсичности.
Системы управления баллистических ракет,
боевых и космических ракетных комплексов,
разгонных блоков и космических аппаратов
(1980-е гг.)
Система управления для подвижного грунтового ракет-
ного комплекса «Пионер» с баллистической ракетой средней
дальности 15Ж45
В начале 1970-х гг. в мире сложилась такая обстанов-
ка, что политическое руководство страны пришло к выводу
о необходимости иметь на вооружении подвижный грунто-
вый ракетный комплекс с баллистической ракетой средней
дальности. Были сформулированы тактико-технические
требования на такой комплекс. Требовалось спроектировать
и построить баллистическую ракету и самоходную пусковую
установку для ее перевозки по дорогам, обеспечить пред-
стартовую подготовку и запуск. Заказчик настаивал на твер-
дотопливной ракете.
За создание такого комплекса в 1971 г. взялся МИТ, ори-
ентируясь на НИИ АП как на смежника по разработке системы
управления. Опытно-конструкторские работы по созданию
нового грунтового комплекса «Пионер» с твердотопливной
баллистической ракетой средней дальности начались по по-
становлению ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 980-95 от
23 апреля 1973 г. Его разработку требовалось осуществить в
кратчайшие сроки с наименьшими затратами. Предпосылка-
ми для создания системы управления ракетным комплексом
«Пионер» являлась максимальная унификация аппаратуры
системы управления для ракеты «Темп-2С».
26
Глава 1
Энергетические возможности выбранного варианта твер-
дотопливной РОД обеспечивали доставку полезной нагрузки
на дальность, превышающую 4000 км. Это позволяло осна-
стить «Пионер» разделяющейся головной частью с тремя
боевыми блоками.
Эскизный проект комплекса «Пионер» и системы управ-
ления вышел в конце 1973 г. Автономная система управле-
ния ракеты с бортовой ЦВМ могла находиться в состоянии
боеготовности при горизонтальном положении ракеты. Она
обеспечивала полную автоматизацию предстартовой подго-
товки и автоматическое проведение регламентных и испыта-
тельных проверок из обширного набора режимных испыта-
ний, ориентированных на проверку контролируемых узлов и
агрегатов ракеты и пусковой установки и, что очень важно,
точностных параметров системы управления. Проведенные
мероприятия по совершенствованию СУ ракеты «Пионер» с
учетом опыта ракеты «Темп-2С» обеспечивали высокую бое-
готовность и точность попаданий во всем диапазоне дально-
стей и азимутов без разворота пусковой установки с полной
автоматизацией операций пуска.
Система управления подвижного грунтового ракетного
комплекса стратегического назначения «Тополь» с межкон-
тинентальной твердотопливной ракетой 15Ж58
Как показывает опыт, повышение точности попаданий
для стратегических ракет можно обеспечить только за счет
крупных революционных прорывов в науке и промышленно-
сти, «обслуживающих» ракетную технику. Это связано с осво-
ением новых материалов, применением более совершенных
технологий в прецизионном приборостроении, с успехами
в станкостроении, металлообработке, химии, математике
вплоть до технологий создания искусственного интеллекта.
Еще на этапе сдачи на вооружение комплекса «Пионер»
значительный прогресс наметился в методологии предстар-
товых калибровок командных приборов, которая раскрывала
резервы повышения точностных характеристик, выдвигая на
первый план не минимизацию инструментальных погреш-
ностей командных приборов, а их стабильность. Он откры-
вал новые возможности в юстировке командных приборов,
смещая акценты критериев их пригодности к эксплуатации на
новой, отвечающей интересам обеспечения точности управ-
ления, основе. Зарождалось новое поколение прецизионных
приборов для инерциального управления ракетами.
Решение о разработке нового стратегического подвиж-
ного комплекса с трехступенчатой МБР воплотилось в По-
становлении ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 544-166
от 20 июля 1975 г., а также в постановлении правительства
№ 668-212 от 19 июля 1977 г. Главным конструктором нового
комплекса назначался А.Д.Надирадзе, главным конструкто-
ром системы управления - Н.А.Пилюгин. Новые требования
к ракете в случае успеха выводили ее в категорию четвертого
поколения ракет.
Основные характеристики системы управления новым ра-
кетным стратегическим подвижным комплексом, названным
«Тополь», выдали в НИИ АП в установленном порядке. Си-
стема управления - автономная инерциальная. Обновленная
бортовая аппаратура системы управления вполне отвечала
требованиям по улучшению точности по сравнению с преды-
ВЛЛапыгин.
Герой Социалистического
Труда. В 1982-1998 гг. -
генеральный директор и
генеральный конструктор
НПО АП. Лауреат Ленин-
ской и Государственной
премий СССР
дущим ракетным комплексом.
Особенно это относилось к
БЦВМ БИ02 с расширенными
возможностями, позволявши-
ми применить вместо функци-
онального метода наведения
более гибкий терминальный
метод. Кроме того, новые БЦВМ
и НЦВМ позволяли вместо за-
писанных на магнитофон в ка-
талоге полетных заданий для
пуска по ограниченному числу
целей с плановых точек старта
производить расчет полетно-
го задания по вновь заданной
цели с любой точки маршрута
непосредственно на автоном-
ной пусковой установке. К тому
же были приняты меры для
обеспечения повышенной точ-
ности пусков на маршрутах боевого патрулирования АПУ,
предварительного уточнения местных геодезических пара-
метров с использованием вновь разработанной специальной
машины геодезического обеспечения.
Создание системы управления началось под руководством
главного конструктора НИИ АП академика НАПилюгина, а
закончилось под руководством генерального конструктора -
генерального директора Научно-производственного объеди-
нения автоматики и приборостроения В.Л.Лапыгина.
При разработке подвижного стратегического комплекса
«Тополь» большое внимание уделялось системе дистанцион-
ного контроля и управления с иерархических звеньев управ-
ления. Основы этой системы заложил Н.А.Пилюгин еще при
разработке системы управления ракетой 8К84 генерального
конструктора В.Н.Челомея, имевшей аббревиатуру СДУК. На
комплексе «Тополь-М» в общей схеме иерархического кон-
троля и управления комплексом, обеспечивающей пуск раке-
ты с произвольной точки маршрута боевого патрулирования
по незапланированным целям, появилась система подготов-
ки данных на пуск. На ракетных комплексах, разработанных
ранее как у нас в стране, так и за рубежом, аналогичных си-
стем не было. Комплекс «Тополь» - первый, на котором реа-
лизован комплекс средств подготовки и записи информации
в специальное запоминающее устройство системы управле-
ния для решения трех основных задач:
-	информационного обеспечения для систем навигации ПУ;
-	расчета исходных геодезических данных средствами
цифрового вычислительного комплекса системы управления
АПУ в любой точке маршрута боевого патрулирования;
-	расчета полетного задания средствами АПУ в любой
точке маршрута.
Головным предприятием по разработке комплекса
средств подготовки и записи информации в специальное
запоминающее устройство системы управления был опре-
делен Московский институт теплотехники, а основным
смежником - НПО АП, которое уже давно специализиро-
валось на создании систем записи информации в специ-
альные запоминающие устройства.
27
ФГУП «НПЦАП»
В результате всех мероприятий по усовершенствованию
аппаратуры и математического обеспечения систем управ-
ления, системы прицеливания и калибровок комплекса ко-
мандных приборов удалось весьма существенно повысить
точность попаданий ракеты «Тополь» по сравнению с раке-
той «Темп-2С». Но положения Договора ОСВ-2 фактически
исключили возможность оснастить ракеты «Тополь» сред-
ствами преодоления ПРО или РГЧ.
Совместные летные испытания ракетного комплекса
«Тополь» начались на полигоне Плесецк 8 февраля 1983 г.
В ходе летных испытаний три пуска оказались аварийными:
это 4-й пуск 10 августа 1983 г., 12-й пуск 2 октября 1984 г.
и 15-й пуск 29 января 1985 г. Аварии произошли не по вине
системы управления. К моменту постановки комплекса «То-
поль» на боевое дежурство прошло 16 пусков. Общее число
пусков до официального принятия комплекса на вооружение
превысило 36. После успешных в целом испытаний поста-
новлением правительства № 1275-3400 от 28 декабря 1984 г.
было принято решение о серийном производстве комплексов
«Тополь». Официально на вооружение комплекс поступил
1 декабря 1988 г.
К основным преимуществам ПГРК «Тополь» перед его
предшественниками относятся более высокая степень манев-
ренности, маскировки, живучести и повышенная точность по-
паданий. Все это позволяло использовать комплекс «Тополь»
с межконтинентальной твердотопливной ракетой для всего
спектра стратегических задач, стоявших тогда перед РВСН. В
комплексе «Тополь» воплотилось все лучшее из отечествен-
ных и мировых достижений в области ракетостроения. По
параметру «боевая эффективность - стоимость» это самая
экономичная и дешевая система стратегического оружия, не
имевшая аналогов в мире.
Система управления подвижным грунтовым ракетным
комплексом «Пионер-УТТХ» с баллистической ракетой сред-
ней дальности 15Ж53
По мере испытаний комплекса «Пионер» назревала не-
обходимость его дальнейшей модернизации для повышения
точности попаданий и увеличения площади разведения бое-
вых блоков. Актуальность приобретала задача преодоления
ПРО вероятного противника.
Проектирование комплекса началось по постановлению
Совета Министров СССР от 19 июля 1977 г. За счет совершен-
ствования характеристик поплавковых командных приборов,
калибровок командных приборов в процессе предстартовой
подготовки, разработки и реализации новых алгоритмов
управления в БЦВМ удалось достичь улучшения точностных
характеристик попаданий для увеличения района разведения
МИТ разработал новую двигательную установку для боевой
ступени с большим запасом топлива. Аппаратура системы
управления размещалась в приборном отсеке большего диа-
метра.
Ракетный подвижный комплекс «Пионер-УТТХ» средней
дальности с ракетой 15Ж53 следует относить к третьему по-
колению подвижного твердотопливного стратегического ра-
кетного оружия, хотя изменения коснулись и оборудования,
и систем, установленных на агрегатах комплекса, в т. ч. аппа-
ратуры системы управления и прицеливания. В состав ком-
плекса вошли усовершенствованные средства управления
комплексом и обеспечения боевого дежурства. Внесенные
изменения позволили существенно увеличить надежность
доведения информации до исполнительных звеньев и всего
ракетного комплекса «Пионер-УТТХ» в целом, а также его
эксплуатационные характеристики.
Система управления подвижным грунтовым ракетным
комплексом «Пионер-3» с баллистической ракетой 15Ж57
Создание подвижного грунтового ракетного комплекса
«Пионер-3» стало следующим этапом модернизации ком-
плексов средней дальности. Необходимость в этом появи-
лась в основном из-за усовершенствования американских си-
стем ПРО (зенитного ракетного комплекса «Патриот»). Кроме
того, требовалось повысить число разделяющихся боевых
блоков, увеличить зону их разведения, учитывая противо-
действие ПРО. По постановлению № 1011-289 от 12 ноября
1979 г. головная часть «Пионера-3» оснащалась четырьмя
блоками, но в связи с повышением противодействия ПРО,
6 апреля 1983 г. на «Пионере-3» установили три блока. Как
и предыдущие модернизированные варианты «Пионера»,
новый создавался путем совершенствования боевой ступени
и системы управления, в первую очередь бортового матема-
тического обеспечения и предстартовых калибровок команд-
ных приборов. Маршевые двигатели остались без доработки.
Обновленная аппаратура системы управления обеспечи-
вала достижение высокой боеготовности и точности попада-
ний. Разработкой системы управления для четвертого поко-
ления ПГРК «Пионер-3» руководил генеральный конструктор
НПО АП В.Л.Лапыгин.
Система управления подвижным грунтовым ракетным
комплексом «Курьер» с малогабаритной межконтиненталь-
ной баллистической ракетой 15Ж59
Примером новаторского подхода к разработке систем
управления грунтовыми подвижными ракетными комплексами
с межконтинентальной ракетой является комплекс «Курьер». Он
является противоположностью американской малогабаритной
ракеты «Миджетмен» («Карлик») стационарного (шахтного) и
мобильного базирования. Моноблочная ракета с ядерной голов-
ной частью, рассчитанная на дальность полета более 10 000 км
с предельным отклонением от цели 400 м, обладала стартовой
массой всего 15-17 т и боевой ядерной головной частью мощ-
ностью 0,6 Мт. Она представляла собой большую угрозу, на ко-
торую требовался адекватный ответ.
Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР
№ 646-213 от 21 июля 1983 года поставило перед МИТ и его
кооперацией новую задачу: создать подвижный грунтовый
комплекс с малогабаритной межконтинентальной баллисти-
ческой твердотопливной ракетой. Комплекс получил наи-
менование «Курьер». Одновременно следовало обеспечить
повышение выживаемости группировки РВСН за счет даль-
нейшего совершенствования боевого управления, мобильно-
сти и скрытности нового комплекса.
Эту очень сложную научно-техническую задачу разработ-
чикам предлагали решить в сжатые сроки. Ракета комплекса
«Курьер» должна быть в несколько раз легче ранее созданных
межконтинентальных ракет и примерно соответствовать аме-
28
Глава 1
риканской «Миджетмен». При этом требовалось уложиться в
жесткие ограничения по габаритам ракеты, накладываемым
со стороны агрегатов наземной части комплекса. Новейшие
разработки в области материалов, новая элементная база для
систем управления и наведения, а также иная концепция кон-
струирования МБР позволили создать комплекс «Курьер», не
уступающий американскому аналогу по своим тактико-техни-
ческим характеристикам.
Вскоре стало ясно, что нужно отказаться от традици-
онной для НПО АП концепции резервирования каналов
в системе управления. Система управления комплексом
«Курьер» может быть одноканальной. Элементная база
для одноканальной системы управления и обеспечения
внутреннего резервирования в канале выбиралась на ос-
нове статистических данных об испытаниях приборов и
элементов в условиях изготовления на заводах, входного
контроля, натурных испытаний и испытаний в эксплуа-
тации, представленных службами анализа и надежности
НПО АП. Был обоснован выбор одноканальной структу-
ры бортовой системы управления комплексом «Курьер»
на основе достигнутых качеств и надежности элементной
базы СУ, которая имела массу в несколько раз меньше,
чем у ранее разработанных аналогичных систем. Эскиз-
ный проект был выпущен в 1984 г.
Постановлением Совета Министров СССР № 696-213 от
22 июля 1985 г. началась опытно-конструкторская работа по
комплексу «Курьер». Она выполнялась практически в полном
объеме, с наземной отработкой основных узлов, систем и
агрегатов ракеты, включая аппаратуру системы управления.
Однако намеченные летные испытания комплекса «Курьер»
откладывались по причинам политического характера и в
конце концов так и не состоялись. Уже готовая материальная
часть ракеты комплекса «Курьер» и система управления пош-
ли в задел конверсионного ракетно-космического комплекса
МИТ под названием «Старт».
В начале 1980-х гг. США предприняли очередную попытку
добиться преимущества в ядерном вооружении и начали рабо-
ты по созданию более мощных стратегических систем назем-
ного базирования. Для сохранения стратегического потенциа-
ла страны руководство СССР приняло решение о разработке
ракетных комплексов с новой твердотопливной, универсаль-
ной ракетой для подвижного и шахтного вида базирования.
Ракетные комплексы главных конструкторов
М.К.Янгеля и В.Ф.Уткина
Система управления ракетным комплексом с ракетой
МР-УР-100 (15А15)
Разработка ракетного комплекса третьего поколения МР
УР-100 выполнялась по постановлению ЦК КПСС и Совета
Министров СССР № 682-218 от 19 августа 1970 г. Конструк-
ция ракеты МР-УР-100 имела целый ряд особенностей. Она
проектировалась под существующие шахтные установки для
ракет УР-100.
Двухступенчатая МБР легкого класса выполнялась по
тандемной схеме ракеты в двух диаметрах. На ракете ис-
пользовалась новая система управления расходованием
топлива для одновременного опорожнения топливных ба-
ков и оптимального использования запасов топлива, в ре-
зультате чего удалось существенно повысить энергетику
изделия.
На этой ракете М.К.Янгель впервые применил т. н. мино-
метный старт, позволивший значительно упростить пусковую
установку и повысить ее защищенность. Создание миномет-
ного старта стратегических ракет стало выдающимся дости-
жением отечественного и мирового ракетостроения.
Схемно-конструктивные решения, разработанные для
ракеты МР-УР-100, оказались настолько перспективными и
настолько хорошо отработанными и проверенными в эксплу-
атации, что в дальнейшем нашли применение на всех после-
дующих стратегических ракетных комплексов.
На МР-УР-100 разработчики применили автономную и
инерциальную систему управления. Бортовая БЦВМ имела
трехканальное исполнение и высокоточные поплавковые
чувствительные элементы: гироблоки и маятниковые аксе-
лерометры с дискретным выходом. Все бортовые приборы
размещались в герметичном приборном отсеке.
Летные испытания ракеты МР-УР-100 проводились
с 26 декабря 1972 г. по 17 декабря 1974 г. на космодроме
«Байконур». Первый ракетный полк с МБР МР-УР-100 был по-
ставлен на боевое дежурство 6 мая 1975 г.
Ракетный комплекс МР-УР-100 УТТХ (15А16)
Система управления ракетой МР-УР-100 УТТХ (15А16)
была разработана на основании постановления ЦК КПСС и
Совета Министров СССР от 16 августа 1976 г. по техническо-
му заданию КБ «Южное». Ракета 15А16 представляла собой
комплекс, включающий в себя аппаратуру БЦВК, комплекс
командных приборов, в состав которого входили гироблоки с
активным подвижным подвесом, прецизионные дискретные
акселерометры и датчики, ряд новых электронных приборов,
обеспечивающих высокий уровень измерения точностных ха-
рактеристик.
Впервые в практике отечественного ракетостроения вме-
сто громоздкой и дорогостоящей системы прицеливания
предлагалась бортовая система «Меридиан», позволяющая
определить с помощью самоориентирующегося в азимуте
командного прибора направление истинного меридиана и
обеспечивающая прицельный пуск ракеты при ядерном воз-
действии на пусковую установку.
Отличительная особенность этой системы - возможность
азимутальной привязки и предстартовой выставки на задан-
ный азимут трехосного стабилизатора с высокой точностью
только бортовыми средствами. Это позволило исключить
из стартовой аппаратуры наземный прицельный комплекс,
состоящий из оптико-электронных и гироскопических при-
боров, который по сложности и стоимости эквивалентен бор-
товой аппаратуре системы управления.
Система «Меридиан» сохраняет работоспособность в
условиях многократного ядерного воздействия на район
базирования шахтной пусковой установки ракеты, что суще-
ственно улучшает ее характеристики по надежности, времени
готовности и точности.
Для обеспечения необходимой точности работы борто-
вой системы прицеливания в условия ограниченного времени
в комплексном командном приборе СУ использовались:
29
ФГУП «НПЦАП»
-	малогабаритный прецизионный поплавковый инте-
грирующий гироскоп с активным магнитным подвесом, у
которого нестабильность интегральной составляющей, не
зависящей от ускорения собственного ухода, не превышает
0,00009 угл. мин./мин; впервые в СССР гироскоп был раз-
работан и освоен в серийном производстве и использовался
в ракетах МР-УР-100 и МР-УР-100 УТТХ в качестве датчика
положения угловой стабилизации для определения режима
«Меридиан»;
-	прецизионный поплавковый маятниковый компенса-
ционный акселерометр с инструментальной погрешностью
интегрального значения угла, не превышающей 0,1 угл. сек.;
-	малогабаритный импульсный инфракрасный монохро-
матический фотооптический датчик азимутальной ориента-
ции с инструментальной погрешностью, обеспечивающей
высокую точность управления полетом изделия.
Кроме того, был разработан алгоритм определения ази-
мута базового направления, позволяющий исключить влияние
чувствительных элементов трехосного стабилизатора, погреш-
ностей их взаимной юстировки и установок датчиков угловых
скоростей в измерительные положения на результат система-
тических погрешностей. И, наконец, была создана конструкция
ТГС, включающая новые элементы и отвечающая требованиям
как системы «Меридиан», так и штатных систем.
Системы управления стратегических ракетных комплек-
сов РТ-23 шахтного и железнодорожного базирования с ра-
кетами 15Ж44,15Ж52
Разработка стратегических ракет на твердом топливе в
начале 1970-х гг. в США уже занимала приоритетное направ-
ление, в котором были достигнуты большие успехи. Разра-
ботка таких ракет в США и их высокие ТТХ привлекли к себе
пристальное внимание советского руководства. Необходимо
было создать в качестве контрмеры ракеты аналогичного
класса с близкими характеристиками.
Параллельно с созданием комплексов на базе ракеты
РТ-23 (15Ж44 и 15Ж52) КБ «Южное» и организации-соиспол-
нители на основании постановления правительства № 514-175
от 1 июня 1979 г. получили задание начать разработку ракеты
РТ-23 с улучшенными тактико-техническими характеристи-
ками (РТ-23 УТТХ) и комплексов на ее основе. Решение ВПК
от 22 февраля 1973 г. предписывало обеспечить в III квартале
1973 г. выпуск технического предложения на комплекс РТ-23 с
новой ракетой 15Ж44 для стационарного типа старта.
В марте 1973 г. заказчик выдал требования на разработку
технического предложения для комплекса. С этого момен-
та началась разработка комплекса РТ-23, к концу 1980-х гг.
«превратившегося» в известный «Скальпель». В этой ракете
воплотилось все лучшее, что кооперация наработала к тому
времени: разведение боевых блоков, средства преодоления
ПРО, бортовая система управления на базе БЦВМ с индиви-
дуальным наведением боевых блоков на цели, «минометное»
разделение ступеней и др.
В постановлении правительства № 484-166 от 23 июня
1976 г. КБ «Южное» поручалось начать полномасштабную
разработку стационарного РК РТ-23 шахтного базирования с
МБР легкого класса 15Ж44, а также работы по БЖРК с МБР
15Ж52 на базе ракеты 15Ж44. Предписывалось также соз-
дать на НИИП-53 испытательный комплекс с необходимой
инфраструктурой в составе 10 пусковых установок и команд-
ного пункта.
Впервые на ракете 15Ж44 нашел применение новый спо-
соб управления ракетой - путем поворота головного отсека,
который не сразу получил признание. Огромную поддержку
этой идее оказал Н.А.Пилюгин, хотя в этом варианте именно
на систему управления переносилась вся тяжесть аппаратур-
ного решения проблемы.
Принимая во внимание сложность динамической схемы
ракеты и системы стабилизации, в КБ «Южное» спроектиро-
вали, а в НПО «Южмаш» изготовили и поставили НИИ АП уни-
кальный нагрузочный стенд. На этом стенде был установлен
штатный карданный узел с массово-инерционным имитато-
ром головного отсека, штатными рулевыми машинками, пнев-
матическим имитатором шарнирных моментов. В сочетании
с аналого-цифровым комплексом и реальной аппаратурой
системы стабилизации это оборудование позволяло провести
почти натурное моделирование полета с точностью, которая
могла быть подтверждена только летными испытаниями.
Новый способ управления открывал большие потенци-
альные возможности, которые и были реализованы в полной
мере. При этом любая модернизация двигателей могла осу-
ществляться без изменения системы управления, что и под-
твердилось в ходе разработки ракет РТ-23 УТТХ.
1 июня 1977 г. Совет главных конструкторов рассмотрел
и одобрил эскизный проект комплекса с ракетой 15Ж44, а
также утвердил применение на ракете нового способа управ-
ления полетом - отклонением головного отсека. В то же
время Совет отметил, что разрабатываемая ракета 15Ж44
существенно уступает ракете «МХ» по ряду показателей,
определяющих боевую эффективность комплекса (точность
стрельбы, боеготовность).
На базе материалов эскизного проект в январе 1978 г.
были выпущены технические предложения по комплексу
БЖРК. Основные отличия ракеты 15Ж52 для железнодорож-
ного старта от ракеты 15Ж44 состояли в применении разде-
ляющейся ГЧ ступени разведения с твердотопливной двига-
тельной установкой.
Эскизные проекты комплексов с ракетами 15Ж44 и
15Ж52 показали, что, несмотря на внедрение многих про-
грессивных технических решений, все же не удается вы-
полнить требования заказчика относительно обеспечения
максимальной дальности стрельбы при установке на ракете
10 боевых блоков заданной мощности. И только на этапе соз-
дания следующей модификации этих ракет - РТ-23 УТТХ -
эти требования удалось удовлетворить.
Первый пуск ракеты 15Ж44 состоялся 26 октября
1982 г. на полигоне Плесецк. Его можно охарактеризовать
как частично успешный: три ступени отработали нормально
и подтвердили способность системы отклонения головно-
го отсека. Второй пуск, проведенный 28 декабря 1982 г.,
оказался полностью успешным. Далее пуски проводились
с переменным успехом: из восьми пусков четыре успешных
и столько же аварийных.
Поскольку в это время уже началось создание более пер-
спективных комплексов, работы над стационарным комплек-
сом с ракетой 15Ж44 пришлось остановить.
30
Глава 1
В июне 1980 г. появился эскизный проект БЖРК с раке-
той РТ-23 (15Ж52), а 20 июля 1982 г. на полигоне НИИП-53
под Плесецком была создана специальная воинская часть
для проведения испытаний ракетного комплекса железно-
дорожного базирования. Летно-конструкторские испытания
ракеты в составе БЖРК начались в 1983 г. в НИИП-53.
10 февраля 1983 г. Совет обороны СССР для приобрете-
ния опыта использования в войсках решил принять в опыт-
ную эксплуатацию ракету 15Ж52 для БЖРК. Летные испыта-
ния ракетного комплекса 15Ж52 проводились с 27 февраля
1985 г. по 2 декабря 1987 г. с НИИП-5.
В 1980-е гг. появились непревзойденные по своим ТТХ
комплексы четвертого поколения с трехступенчатой твердо-
топливной ракетой среднего класса 15Ж60, а также не имею-
щие аналогов в мировой практике боевые железнодорожные
ракетные комплексы с ракетой 15Ж61.
На ракетах 15Ж60 и 15Ж61 сохранились отработанные
на ракетах 15Ж44 и 15Ж52 схемные и конструктивные ре-
шения по управлению полетом второй и третьей ступеней за
счет отклонения головного отсека, минометного разделения
ступеней, отделения боевой ступени и разведения элементов
боевого оснащения.
Для ракетных комплексов 15Ж60 и 15Ж61 было созда-
но принципиально новое поколение систем управления с
использованием БЦВК на основе бортовой вычислительной
машины «Бисер-3», выполненной на радиационно стойкой
элементной базе нового поколения, аппаратуры СУ в непре-
рывно работающем (предпусковом) состоянии ракеты, что
резко повысило боевую готовность ракетных комплексов. В
подвижных ракетных комплексах использовались системы
навигации, определяющие текущие координаты пусковой
установки на маршруте в качестве исходных данных, необхо-
димых для оперативного расчета полетного задания.
С помощью БЦВМ удалось создать для этих ракетных
комплексов систему управления с терминальным методом
наведения (по конечной точке траектории полета головной
части), основанным на определении координат точки паде-
ния головной части путем численного интегрирования систе-
мы уравнений движений на пассивном участке траектории.
Новый, разработанный для этих ракет, терминальный метод
наведения заключался в использовании итеративной (ме-
тодом последовательного приближения) схемы требуемой
кажущейся скорости, достижение которой обеспечивало по-
падание головной части в цель с высокой точностью.
Система управления для стационарного ракетного ком-
плекса с ракетой 15Ж60
Система управления стационарным ракетным комплек-
сом РТ-23 с твердотопливной межконтинентальной балли-
стической ракетой 15Ж60 разрабатывалась по Постанов-
лению ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 768-247 от
9 августа 1983 г. «О создании ракетного комплекса РТ-23
УТТХ с единой межконтинентальной баллистической ракетой
для трех видов базирования: железнодорожного и грунтово-
го (подвижного), а также шахтного высокой защищенности
(стационарного) по техническому заданию НПО «Южное».
Аппаратура системы управления ракеты 15Ж60 создава-
лась на основе новейших достижений отечественной науки и
техники в области точного машиностроения и вычислитель-
ной техники. Создатели СУ использовали принципиально но-
вые и нетрадиционные аппаратные и программные решения
Для этой ракеты впервые был разработан комплекс команд-
ных приборов в двухплатформенном варианте (бортовой ККП
АГ300М и наземный ККП АГ600), который позволил суще-
ственно улучшить габаритно-массовые характеристики бор-
товой аппаратуры. Прошел проверку и отработку принципи-
ально новый бортовой цифровой вычислительный комплекс
«Бисер-3» на базе новых микросхем в радиационно-стойком
исполнении, обеспечивающий повышенное быстродействие.
Надежность БЦВК обеспечивалась трехкратным резервиро-
ванием приборов:
-	оперативного запоминающего устройства;
-	постоянного запоминающего устройства;
-	устройства обмена;
-	вторичных источников питания.
Остальные приборы были выполнены в виде единых тро-
ированных устройств с глубоким мажоритированием на уров-
не функциональных узлов.
Непрерывное функционирование БЦВК и ККП, входящих
в состав СУ, позволяло обеспечить заданные эксплуатацион-
но-технические характеристики ракеты, непрерывное боевое
дежурство и управление ракетным комплексом в целом, в т. ч.:
-	автоматическое определение азимута;
-	автоматическое проведение пуска;
-	автоматическое проведение пуска с переприцеливанием
по плановым и неплановым целям с автоматическим расче-
том полетного задания;
-	автоматическое проведение калибровочных операций,
обеспечивающих сохранение точностных характеристик;
-	автоматические проверки СУ и смежных систем с фор-
мированием диагностических сообщений о неисправностях,
не требующих расшифровки, позволяющих обеспечить опе-
ративный поиск и устранение неисправностей в аппаратуре
СУ и смежных систем.
СУ обеспечивала устойчивый полет ракеты в любых ус-
ловиях, независимо от воздействующих факторов, за счет
оригинальной восстановительной схемы, основным блоком
которой является накопитель на магнитном диске с записан-
ной на нем оперативной информацией от БЦВМ.
Характерной особенностью ракеты 15Ж60 стало исполь-
зование поворотного управляющего сопла в качестве управ-
ляющего органа первой ступени. Был разработан и внедрен
двухмашинный вычислительный комплекс, включающий в
себя бортовой и наземный вычислительные комплексы.
Наличие НЦВК позволило решить принципиально новую
задачу: осуществить оперативный расчет полетного задания
на пуск ракеты. При этом имеется возможность оперативно-
го переприцеливания для стрельбы по неплановым целям, а
также осуществлять оперативную подготовку данных для пу-
ска ракет подвижного базирования в любой точке маршрута
патрулирования.
На трехосном гироскопическом стабилизаторе установ-
лен новый поплавковый гироблок, позволяющий уменьшить
инструментальные погрешности системы управления. Таким
образом, разработанная система управления решала ряд но-
вых задач:
31
ФГУП «НПЦАП»
-	реализован принцип терминального наведения;
-	использована элементная база повышенной стойкости
к ПФЯВ;
-	реализовано восстановление информации в БЦВМ по-
сле воздействия ПФЯВ путем ее перезаписи в ЗУ из храните-
ля информации на магнитном диске;
-	обеспечено боевое дежурство комплекса с постоянно
задействованными командными приборами.
Конструкция бортового ККП имела следующие особен-
ности: простота, компактность, повышенная жесткость кар-
данова подвеса и ГСП, высокая стабильность положения из-
мерительных осей чувствительных элементов и комфортные
температурные условия, отсутствие программных и аррети-
рующих механизмов. Все параметры, изменяющиеся в про-
цессе несения боевого дежурства, автоматически калибру-
ются и учитываются. Новые гироблоки с газодинамическими
опорами гиромоторов обладали повышенной стабильностью
положения измерительной оси.
Особенности конструкции ТГС наземного комплексно-
го командного прибора АГ600М и алгоритмы его обработки
позволяли проводить автоматическое измерение азимута
нормали контрольного оптического элемента бортового ККП,
хранение азимутального направления во время переприцели-
вания и др.
Летные испытания ракеты 15Ж60 проводились с 31 июля
1986 г. по 23 сентября 1988 г. Первый ракетный полк стал
на боевое дежурство с МБР 15Ж60 19 августа 1988 г. Ракета
15Ж60 находилась на боевом дежурстве с 1989 по 1999 г.
Система управления для железнодорожного ракетно-
го комплекса с ракетой 15Ж61. Ракетный комплекс 15Ж61
(БЖРК)
Система управления боевым железнодорожным ком-
плексом с твердотопливной ракетой 15Ж61 разрабаты-
валась по постановлениям ЦК КПСС и Совета Министров
СССР № 514-175 от 1 июня 1979 г. и № 768-247 от 9 авгу-
ста 1983 г., а также техническому заданию КБ «Южное».
Этот ракетный комплекс представлял собой мобильный
железнодорожный вариант базирования ракеты 15Ж61 и
состоял из трех пусковых модулей, взаимодействующих с
командным модулем. Для данного комплекса предусма-
тривалось боевое дежурство как в структуре поезда, так и
в структуре отдельного модуля. Исходя из этого, а также
из особенностей ракеты 15Ж61, система управления, во-
бравшая в себя ряд нетрадиционных, оригинальных реше-
ний, вместе с другими системами ракеты решала следую-
щие задачи:
-	дистанционную автоматическую подготовку к пуску и
пуск ракеты по командам системы боевого управления;
-	формирование и выдачу донесений и другой контроль-
ной информации наземной системе управления;
-	контроль исходного состояния элементов автоматики
ракеты и боевых блоков;
-	ввод полетных заданий в боевые блоки;
-	прицеливание ракеты;
-	обеспечение полета ракеты, разведение боевых блоков
и построение боевых порядков элементов боевого оснаще-
ния в соответствии с полетным заданием.
СУ решала следующие задачи:
-	восстановление информации в вычислителе после воз-
действия ПВЯФ путем перезаписи в ОЗУ из хранителя инфор-
мации на магнитном диске;
-	реализация принципов терминального наведения;
-	аппаратно-алгоритмическое обеспечение нового спосо-
ба управления ракетой в полете отклонением головного от-
сека;
-	реализация дистанционной смены целеуказаний, а так-
же запись и долговременное хранение информации рассчи-
танных полетных заданий, оперативная перезапись, хранение
точностных параметров ККП с помощью встроенной аппара-
туры и запись информации в приборы НМЛ;
-	расчет полетных заданий в любой точке маршрута бое-
вого патрулирования;
-	определение местоположения комплекса.
Реализация аппаратно-алгоритмических решений, позво-
ляющих управлять полетом и стабилизацией ракеты, измене-
нием положения центра масс за счет отклонения головного
отсека позволила исключить управляющие элементы марше-
вых двигателей второй и третьей ступеней.
Для сохранности модуля при старте ракеты выполняет-
ся наклон изделия в момент сброса поддона - до запуска
двигательной установки первой ступени. Это значительно
усложнило алгоритм стабилизации управления на начальном
участке.
Таким образом, в СУ использованы автоматические
режимы, обеспечивающие движение по маршруту боево-
го патрулирования, остановку, подготовку к пуску и пуск
ракеты.
Бортовая аппаратура находилась в герметичных прибор-
ных контейнерах, которые располагались на элементах кон-
струкции ракеты. Наземная аппаратура размещалась в гер-
метичных приборных контейнерах на транспортно-пусковом
устройстве в пусковой установке. Конструктивно бортовая
аппаратура СУ располагалась в шести герметичных прибор-
ных контейнерах:
-	комплексном командном приборе;
-	усилительно-преобразующих приборах;
-	бортовой цифровой вычислительной машине;
-	сбрасываемом приборе;
-	силовом коммутаторе;
-	усилителе датчиков угловой скорости.
Комплексный командный прибор обеспечивал:
-	определение направления истинного меридиана в месте
старта;
-	прицеливание в азимуте;
-	хранение инерциальных направлений в полете;
-	измерение в полете углов отклонения изделия относи-
тельно инерциальной системы координат и выдачу команд,
пропорциональных отклонению;
-	программный разворот чувствительных элементов в
плоскости стрельбы.
Перечисленные функции осуществляли входящий в со-
став ККП трехосный гиростабилизатор, усилитель силовой
стабилизации и электронные преобразователи. В качестве
чувствительных элементов ускорения использовались пре-
цизионные акселерометры.
32
Глава 1
БЦВМ делалась на базе новых микросхем высокой степе-
ни интеграции, в ее основе - микропроцессор, обеспечиваю-
щий повышенную среднюю производительность - 143 тыс
операций в секунду, высокую надежность и низкую потребля-
емую мощность.
БЦВМ имеет трехканальную структуру с глубоким поуз-
ловым мажоритированием. В состав БЦВМ входят:
-	трехканальный процессор;
-	три ОЗУ емкостью 8К каждое;
-	шесть ПЗУ емкостью 16К каждое;
-	трехканальный канал ввода-вывода информации;
-	стабилизатор напряжения первичной сети;
-	прибор вторичных источников электропитания.
Устройства обмена информацией объединяют БЦВМ с
ККП и исполнительными органами ракеты в единый управля-
ющий комплекс. В данной системе управления использова-
лись унифицированные приборы, отвечающие поставленным
требованиям, на разработку которых не требовалось много
времени.
Первый пуск ракеты 15Ж61 состоялся 27 февраля 1985 г.
На боевое дежурство ракету стали поставлять в 1987 г.
Система управления орбитальным кораблем «Буран»
Уникальный беспилотный полет и посадку орбитального
космического корабля «Буран» не удалось повторить никому.
На эту тему написано много научных трудов, книг и статей,
к этой теме еще долго будут возвращаться, потому что соз-
дание КК «Буран» стало национальным научно-техническим
достижением.
17 февраля 1976 г. вышло Постановление ЦК КПСС и
Совета Министров СССР № 132-51 «О создании многоразо-
вой космической системы и перспективных космических
комплексах». ЦК КПСС и Совет Министров СССР придавали
особое значение повышению обороноспособности и при-
зывали активизировать работы по созданию перспективных
ракетных комплексов для решения военных, народно-хозяй-
ственных и научных задач. В этом документе предлагалось
принять предложения Министерства общего машинострое-
ния, Министерства обороны СССР и Академии наук СССР о
создании многоразовой космической системы, ракетной раз-
гонной системы, орбитального самолета, межорбитального
корабля-буксира, комплекса управления системой, стартово-
посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов, а
Гиростабилизированная платформа (Ш300)
ОК “Буран”
Датчики и преобразователи
также других наземных средств, обеспечивающих выведение
на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных гру-
зов весом до 30 т и возвращение на стартово-посадочный
комплекс полезных грузов весом до 20 т.
Головным предприятием по разработке и созданию от-
ечественной МКС «Энергия-Буран» в целом, по ракете-носи-
телю 11К25, орбитальному кораблю 11Ф35 решением ВПК
становилось НПО «Энергия». Планер орбитального корабля
поручили разработать НПО «Молния» совместно с другими
предприятиями Минавиапрома.
На начальном этапе создания ОК «Буран» НИИ АП полу-
чило задание разработать систему управления для ракеты-
носителя «Энергия» и ОК «Буран». Затем с учетом грандиоз-
ности поставленных задач, а также большой загруженностью
института работами по боевым ракетным комплексам разра-
ботку системы управления для PH «Энергия» передали НПО
«Электроприбор» в Харьков, уже имевший опыт модерниза-
ции «семерки».
Перед проектировщиками систем управления ракетой-
носителем «Энергия» и орбитальным кораблем «Буран» по-
мимо традиционных задач - управления движением самого
объекта и его ориентацией в пространстве - поставили новую
- обеспечить высокую надежность бортовых систем и агрега-
тов во время полета.
Для разработки систем управления движением ракеты в
НПО «Электроприбор» под общим руководством В.Г.Сергеева
создали специальный комплекс автономного управления. Не-
посредственное руководство его разработкой осуществлял
главный конструктор А.С.Гончар.
Многоразовый космический орбитальный корабль «Бу-
ран» (11Ф35) являлся принципиально новым космическим
аппаратом, объединившим в себе весь накопленный ранее
опыт ракетно-космической и авиационной техники. Он был
рассчитан на 100 полетов и мог выполнять их как в пилотиру-
емом, так и в автоматическом (беспилотном) режимах.
Разработку системы управления орбитального корабля
«Буран» возложили на НПО автоматики и приборостроения.
Сначала этими работами руководил Н.А.Пилюгин, а после его
кончины реализацию программ испытаний СУ, ее отработку
на стендах и пуск орбитального корабля пришлось проводить
его ученику и соратнику В.Л.Лапыгину.
Для создания современных космических аппаратов, ка-
ким явился орбитальный корабль, необходимо было иметь
командные приборы, обладающие высокой стабильностью
точностных характеристик при длительной работе, малыми
весами и габаритами. Командный прибор также должен был
обеспечить орбитальному кораблю возможность совершать
неограниченные угловые повороты в инерциальном про-
странстве с большими угловыми скоростями.
Для выполнения этих требований в НПО АП впервые в от-
расли были разработан четырехрамочный гиростабилизатор,
прибор Ш300, а также ряд входящих в него электрорадио-
элементов: прецизионные датчики угла, безредукторные дви-
гатели силовой стабилизации, поплавковый гироскоп и аксе-
лерометры.
Командный прибор, представляющий собой трехосный
гиростабилизатор с дополнительной наружной рамой, пред-
назначен для решения следующих задач:
33
ФГУП «НПЦАП»
-	предстартовой ориентации чувствительных элементов
акселерометров в плоскости горизонта места старта и со-
вместно с системой прицеливания - азимутальной плоскости;
-	измерения углов поворотов орбитального корабля в
инерциальном пространстве и выдача электрических сигна-
лов, пропорциональных этим углам;
-	измерения проекций кажущейся скорости движения са-
молета.
На гиростабилизированной платформе установлены три
чувствительных элемента акселерометров. Измерение углов
поворота орбитального корабля в инерциальном пространстве
производился прецизионными фазовыми преобразователями
угла, чувствительные элементы которых (редуктосины) уста-
новлены на осях гиростабилизированной платформы, карда-
нова подвеса и дополнительной рамы. В системе силовой ста-
билизации были применены безредукторные датчики момента
постоянного тока, управление которыми происходило по углу,
интегралу от этого угла и угловой скорости прецессионного
движения гироскопа, что позволяло получить малые стати-
ческие и динамические ошибки стабилизации платформы в
инерциальном пространстве.
Выполнение кинематики прибора Ш300 в виде стабили-
зированной платформы, имеющей возможность неограни-
ченно поворачиваться относительно трехосного карданова
подвеса, и использование в следящей системе наружной
рамы коррекции дало возможность орбитальному кораблю
совершать неограниченные повороты в инерциальном про-
странстве со значительными угловыми скоростями без при-
менения программных механизмов поворотов гироблоков,
что существенно уменьшило массу и габариты приборов при
одновременном увеличении точности этих поворотов, а так-
же позволило упростить предстартовую ориентацию ЧЭ аксе-
лерометров при сохранении точности ориентации.
Отдельные системы создавали специализированные ор-
ганизации НПО «Геофизика» (оптико-электронные приборы),
НИИ космического приборостроения (бортовые радиосисте-
мы), НИИ точного приборостроения (радиосистемы сближе-
ния и стыковки).
Помимо традиционных требований, к системам управле-
ния для космической и авиационной техники были выдвинуты
новые, оказавшие принципиальное влияние на облик и тех-
нические характеристики системы управления орбитальным
кораблем. К таким требованиям можно отнести полностью
автоматическое управление «Бураном» без участия экипажа,
спасение экипажа при двух возможных повреждениях любого
независимого участка аппаратуры системы управления, диа-
гностику состояния систем и агрегатов многоразовой космиче-
ской системы «Энергия-Буран» и парирование программными
и аппаратными средствами обнаруженных отказов. Всего на
борту ОК находилось 52 системы, которые являлись объек-
тами управления. Каждая из них функционировала по своим
аварийным и штатным алгоритмам. А система управления обе-
спечивала их.
Командно-программное управление бортовыми систе-
мами ОК обеспечивали 29 вычислительных устройств и
37 исполнительных органов. Разработка алгоритмов работы
бортовых цифровых вычислительных машин потребовала
создания языков программирования высокого уровня типа
«Пролог» и «Диполь». Работы проводились совместно с Ин-
ститутом прикладной математики АН СССР им. М.В.Келдыша.
Создание этих языков позволило обеспечить различные
коллективы разработчиков, программистов и испытателей
единой информационной базой, а также внедрить перспек-
тивные методы верификации программного обеспечения на
каждом участке его разработки.
Для решения возложенных на систему управления ор-
битальным кораблем задач в ее составе использовалось
1256 приборов 105 типов. Вся аппаратура размещалась
в 59 контейнерах, сопряженных с общей системой термоста-
тирования, что обеспечивало необходимый тепловой режим
для функционирования системы управления.
Разработкой программного обеспечения системы управ-
ления движением и навигацией на участке аэродинамиче-
ского спуска и посадки занимался Московский институт
электромеханики и автоматики, который имел большой опыт
в создании систем автоматического управления и навигации
для пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов,
включая посадку. Сознавая всю сложность предстоящей
работы, руководство института приняло решение об органи-
зации специального отделения, в котором сосредоточились
самые квалифицированные специалисты. В 1983 г. отделе-
ние получило новое наименование - Московское опытное
конструкторское бюро «Марс», а руководитель отделения
А.С.Сыров стал его начальником.
Активное участие в создании и экспериментальной отра-
ботке системы управления «Бураном» при посадке принимали
ведущие специалисты Центрального аэрогидродинамического
института имени профессора Н.Е.Жуковского и Летно-иссле-
довательского института имени М.М.Громова. В результате
совместной работы были созданы контур обеспечения устой-
чивости и управляемости и контур траекторного управления
орбитальным кораблем на участке аэродинамического пуска и
посадки. И тот и другой начинали работать на высоте 20 км.
Наиболее сложными и масштабными в ЛИИ им. М.М.Громова
оказались горизонтальные летные испытания на летающем
образце ОК БТС-002 и летающей лаборатории, созданной на
базе самолета Ту-154.
Высокую эффективность комплекса управления под-
готовкой, предстартовыми операциями и полетом МКС
«Энергия-Буран» подтвердили положительные результаты
первого пуска, а также успешное парирование нештатных
ситуаций, которые происходили в процессе предстартовой
подготовки, а также на участке спуска и посадки орбиталь-
ного корабля.
Разработка системы управления для универсального ра-
кетно-космического комплекса 11К77 (PH «Зенит»)
В 1975 г. КБ «Южное» выпустило техническое пред-
ложение на создание ракетно-космического комплекса
11К77, впоследствии получившего название «Зенит», и
ракеты-носителя среднего класса на компонентах топлива
кислород и керосин. 16 марта 1976 г. вышло соответству-
ющее постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР
№ 183-70. Система управления ракеты-носителя 11К77
разрабатывалась на базе высокоточного ККП и быстродей-
ствующей БЦВМ.
34
Глава 1
Особенности системы управления:
-	бортовой вычислительный комплекс - в трехканальном
исполнении на основе современной БЦВМ «Бисер-2» с бы-
стродействием 250 тыс. операций в секунду;
-	в аппаратуре СУ использованы апробированные методы
резервирования, исключающие потерю работоспособности
при любой возможной неисправности в функционально не-
зависимых участках схемы СУ;
-	бортовая аппаратура скомпонована в функционально
законченные конструктивные сборки - герметизированные
контейнеры, что позволило улучшить условия работы аппа-
ратуры и упростить обслуживание PH при устранении обна-
руженных неисправностей;
-	обеспечена минимизация весовых характеристик бор-
товой кабельной сети PH за счет уплотнения каналов связей
БЦВМ с выносными устройствами обмена, размещенными в
непосредственной близости от приборов управления испол-
нительными органами;
-	современные методы масштабирования и калибровки
чувствительных элементов ККП позволили обеспечить высо-
кую точность выведения космических аппаратов.
Носитель 11К77 представляет собой двухступенчатую
ракету с продольным делением ступеней. Первая ступень ос-
нащена четырехкамерным жидкостным двигателем с тягой в
пустоте 806 т. На второй ступени установлен однокамерный
двигатель тягой 85 т.
Автономная система управления PH 11К77 обеспечивала
оперативный запуск автоматических и пилотируемых косми-
ческих аппаратов военного, народно-хозяйственного и научно-
го значения на низкие и высокие орбиты. Бортовую систему
управления ракеты-носителя 11К77 можно было использовать
как в двухступенчатом варианте (при запуске космических ап-
паратов типа «Янтарь», «Зенит», «Ураган» массой 3-14 т), так
и в варианте с разгонным блоком (при запуске автоматических
космических аппаратов типа «Молния» массой 0,5-3 т) при
размещении аппаратуры на разгонном блоке.
Принцип лифта, заложенный при разработке унифици-
рованной автономной системы управления, заключался в
перемещении аппаратуры комплексных командных приборов
и бортового вычислительного комплекса со второй ступени в
приборный отсек разгонного блока. Использование в системе
управления БЦВМ позволило реализовать сложные алгорит-
мы терминального наведения, которые обеспечивали умень-
шение методических ошибок управления до значений, пре-
небрежительно малых по сравнению с инструментальными.
Терминальное наведение позволяло формировать «гибкие»
возмущенные траектории за счет формирования на борту со-
ответствующих программ изменения тангажа и рыскания, а
также работы двигательной установки в зависимости от типа
решаемой задачи. Командно-измерительный комплекс, по-
строенный на базе ГСП ПА-300 с высокими ТТХ, обеспечил
точностные параметры при выходе объекта на орбиту.
Первый пуск ракеты 11К77 состоялся 13 апреля 1985 г. с
45-й площадки космодрома Байконур. Вспоминает кандидат
технических наук, начальник лаборатории А.М.Котляров:
«В день пуска в кабинете В.ЛЛапыгина собрались все
оставшиеся в Москве руководители. Пришел туда и я. Никог-
да раньше я так не волновался. Больше 30 лет тому назад я
присутствовал на первом пуске. На полигоне Капустин Яр пу-
скали ракету Р-5МД. Помню, как В.ЛЛапыгин, занимавшийся
тогда НС-БС, перед пуском регулировал нули своих приборов
на заправленной ракете. А своего волнения не помню. Види-
мо, много стояло надо мной начальников, отвечавших за ре-
зультат и, наверное, волновавшихся.
Первый пуск 11К77 был для меня чем-то совсем другим.
Все технические решения по динамике, вся комплексная за-
вязка блока программ управления движением и двигателем,
непривычный старт-за все это я чувствовал себя ответствен-
ным. Не страх перед наказанием, а чувство ответственности
перед десятками тысяч людей, работавших ради этих десяти
минут первого полета. По-видимому, в этом причина волне-
ния, хотя я не задумывался тогда о причинах волнения.
В кабинете слышны команды «громкой связи». Окончи-
лась автоматически проведенная БЦВМ, предстартовая под-
готовка, прошла команда «Подъем». Начался полет. Первые
секунды невыносимы по напряжению. Главное - не задеть
«хвостом» за стенки «стакана», не разрушить старт, уйти хотя
бы «за бугор». По связи - спокойные доклады: «Углы в нор-
ме, полет нормальный». Вот уже прошли область максималь-
ных скоростных напоров, где работают новые алгоритмы,
прошло разделение, работает двигатель второй ступени. В
кабинете оживление, чувствуется, что отлегло от сердца. Что
бы дальше ни произошло - это уже успех. Первый пуск - это
первый пуск. Ракета летит, значит, «все в норме». Наконец,
выключение двигателя второй ступени - и ликование. Чуть
позже узнаем, что не все безупречно: в конце работы второй
ступени появились замечания по системе опорожнения ба-
ков, но это не омрачило нашего хорошего настроения».
За шесть с половиной лет проведено 35 пусков этой ра-
кеты. Семь из 35 оказались неудачными: частично по двига-
телю, частично по СОБ. Замечаний по системе управления не
было.
Разработка системы управления PH «Зенит» велась со-
вместно с днепропетровским КБ «Южное» (генеральный
конструктор - В.Ф.Уткин). В основу структурной схемы и
приборного состава легли все последние наработки ученых
и инженеров НИИ АП. Принципиальное решение, заложенное
при проектировании СУ «Зенит», стало во многом определя-
ющими для дальнейших разработок систем управления PH.
СУ для «Зенита» строилась на базе БЦВМ «Бисер-2» и
гиростабилизированной платформы ПА-300. Применение
БЦВМ позволило резко сократить коммутационную аппа-
ратуру, возложить решение задачи логического управления
исполнительными элементами на программное обеспечение,
реализовать новые алгоритмы стабилизации и навигации.
Электронные приборы и дискретные преобразователи проек-
тировались с применением интегральной микроэлектроники
на многослойных печатных платах. Для уменьшения борто-
вой кабельной сети и связей «борт - земля» была разрабо-
тана система встроенного контроля и линия цифровой связи
между бортовой и наземной аппаратурой. Система создава-
лась в трехканальном исполнении.
Реализация указанных технических решений позволила
создать систему, обладающую высокими точностными и экс-
плуатационными характеристиками. Для проверки СУ в ме-
стах подготовки PH и предстартовой подготовки на базе ЦВМ
35
ФГУП «НПЦАП»
«Бисер-2» был разработан наземный проверочно-пусковой
комплекс. Наличие в структуре комплекса цифровой вычис-
лительной машины позволило полностью автоматизировать
процесс проверки СУ и режим предстартовой подготовки PH.
Цифровая синхронная связь между БЦВМ и НЦВМ позволила
полностью контролировать все процессы, происходящие на
борту ракеты, и принимать необходимые решения в случае
возникновения аномальных явлений.
Развитие систем управления для ракетно-
космической техники (1992—2018 гг.)
Система управления для универсального ракетного ком-
плекса «Тополь-М»
Ракетный комплекс «Тополь-М» с твердотопливной меж-
континентальной баллистической ракетой пятого поколения,
созданный под руководством МИТ, имеет свою историю. Она
связана с распадом СССР и переходом разработки универ-
сальной модернизированной ракеты РТ-2ПМ2 в составе ком-
плекса «Универсал» из КБ «Южное» (Украина) в Россию по
решению Главкома СНГ в апреле 1992 г.
Разработка комплекса «Тополь-М» стационарного (шахт-
ного) и мобильного (грунтового) базирования указом Прези-
дента РФ № 275 в феврале 1993 г. поручалась МИТ. Перед
руководством института стояла задача: разработать и изгото-
вить универсальную ракету (с многообразным оснащением,
унифицированным для двух видов базирования) силами ис-
ключительно российской кооперации разработчиков и изго-
товителей. Страна уже не могла позволить себе, как прежде,
иметь много типов ракетного оружия. Требовалось создать
ракету с учетом перспективы технического ответа на новые
угрозы вероятного противника. Два вида базирования ракеты
«Тополь-М» имели основу для такой перспективы. Предпо-
лагалось, что ракетный комплекс «Тополь-М» в шахтном и
мобильном вариантах станет основой вооружения РВСН Рос-
сии на многие годы. При этом требовалось, чтобы независи-
мо от типа базирования ракеты сохраняли высокие боевые
качества.
Требуемые боевые качества комплекса «Тополь-М» за-
висели прежде всего от системы управления, которой над-
лежало обеспечить:
-	самую высокую точность попадания и возможность бо-
евого дежурства в различных боевых готовностях;
-	высокий уровень стойкости к воздействию ПФЯВ в по-
лете;
-	гибкую адаптивность к развертыванию систем проти-
воракетной обороны различного состава вероятного про-
тивника;
-	гибкость управления из различных звеньев боевого
управления с высочайшей надежностью.
В неблагоприятной обстановке межведомственного
взаимодействия и дефицита финансирования российской
кооперации предприятий удалось сделать, казалось бы, не-
возможное и утвердить свой приоритет на много лет вперед.
На новой ракете «Тополь-М» воплотились самые передовые
научные идеи и технические решения. Ее создатели исполь-
зовали новые материалы, конструкции, прецизионную эле-
ментную базу, гибкое программно-математическое обеспе-
чение режимов испытаний системы управления и агрегатов
комплекса для глубокой диагностики технического состояния
его основных агрегатов и систем, особенно связанных с обе-
спечением точности командных приборов и системы управ-
ления.
20 декабря 1994 г. с полигона Плесецк успешно стартова-
ла и достигла цели в районе «Кура» МБР «Тополь-М» шахт-
ного варианта базирования. Второй пуск состоялся в сентя-
бре 1995 г., третий - 25 июля 1996 г., четвертый - 8 июля
1997 г. Все пуски выполнялись с полигона Плесецк. К боевой
ступени предъявлялись требования по сокращению времени
ее движения при разведении элементов боевого оснащения
в заданном районе, но с обеспечением точности. Это обусло-
вило оснащение ракеты двигательной установкой с широким
диапазоном глубины регулирования по тяге-двигателем глу-
бокого регулирования. Появилась возможность «нониусного»
отделения элементов боевого оснащения и ускоренного пере-
хода к точке отделения следующего элемента. Уникальный ДГР
был создан. Удалось также решить несколько принципиально
новых сложных задач, относящихся к разработке конструкции
ДГР и его наземной отработке. Одна из них - создание системы
управления ДГР и ее программно-математического обеспече-
ния. Эта нелегкая работа легла на плечи коллектива НПЦАП,
который с ней успешно справился. Эксклюзивная разработка
является ярким достижением НПЦАП. Работоспособность уни-
кального ДГР подтвердилась при очередном пуске «Тополя-М»
из шахты в 1997 г.
На полигоне Плесецк при пуске ракеты «Тополь-М» на
мониторах службы анализа отображалось движение ступе-
ни разведения боевого оснащения. В определенное время
на экране были зафиксированы «скачки» тяги и оператор
доложил: «Есть двигатель малой тяги!», «Есть двигатель
большой тяги!»
Отработка тактико-технических характеристик успешно
продвигалась с каждым пуском модернизированной ракеты.
Поэтому 24 декабря 1997 г. на боевом дежурстве уже стояли
первые МБР ракетного комплекса «Тополь-М» шахтного ба-
зирования. 27 декабря 1998 г. на боевое дежурство стал пер-
вый полк с 10 МБР «Тополь-М» в переоборудованных шахт-
ных пусковых установках высокой защищенности, где раньше
стояли МБР УР-100Н. Система управления «Тополя-М» от-
лично работала в новых условиях.
В сентябре и декабре 1999 г., а также 6 февраля 2000 г. с
полигона Плесецк из шахтных пусковых установок состоялись
успешные очередные испытательные пуски «Тополя-М». Они
подтвердил выполнение требований к системе управления по
основным характеристикам шахтного комплекса, особенно
по точности попаданий. 25 апреля 2000 г. государственная
комиссия по проведению совместных с МО летных испыта-
ний рекомендовала принять на вооружение новый ракетный
комплекс стационарного базирования. Указом Президента
РФ от 13 июля 2000 г. шахтный комплекс «Тополь-М» посту-
пил на вооружение РВСН.
Основные технические решения по системе управления
ракетой «Тополь-М» определяют ее высокий потенциал,
в частности, возможность применения перспективных высо-
коточных боевых блоков, в т. ч. с неядерным оснащением.
Осуществлена реализация принципиально новых средств
36
Глава 1
преодоления самых совершенных систем ПРО. Эта ракета
способна совершать маневры в полете, что затрудняет при-
менение против нее средств ПРО противника. Система управ-
ления располагает техническими возможностями управления
головным блоком с разделяющимися боеголовками инди-
видуального наведения. Она адаптирована к требованиям
сокращения времени движения боевой ступени. При этом
требуемая точность разведения элементов боевого оснаще-
ния в заданном районе достигается с помощью двигательной
установки глубокого регулирования, которой оснащена верх-
няя ступень.
Трудности экономического, организационного и кадро-
вого характера не помешали коллективу НПЦАП напряженно
трудиться над созданием системы управления для ракетного
комплекса «Тополь-М» подвижного грунтового базирования.
Система управления собственно подвижным комплексом
«Тополь-М» значительно отличается средствами подготовки
данных на пуск. Особенно это касается астрономо-геодезиче-
ского обеспечения и прицеливания. Возможность управлять
комплексом, подготовкой и пуском ракеты с произвольной точ-
ки маршрута боевого патрулирования по незапланированным
целям гораздо шире, чем у подвижного комплекса «Тополь».
Ракетно-космические комплексы семейства «Старт»
Подвижные ракетно-космические комплексы семейства
«Старт» с относительно экологически чистой твердотоплив-
ной ракетой-носителем являются конверсионной разработкой
МИТ и его кооперации. Более 95 % узлов, систем и агрегатов
ракеты-носителя «Старт-1» - это предыдущие разработки.
В частности, прообразом ракетно-мобильного космического
комплекса «Старт-1» являлся серийный мобильный РКК «То-
поль», оснащенный модернизированной ракетой. Модерни-
зация заключается в том, что в состав ракеты-носителя вво-
дятся четвертая, тоже твердотопливная, разгонная ступень,
соединительный отсек и доработанная система управления
головной частью. Стартовая масса ракеты «Старт-1» - 47 т,
объем полезной нагрузки - 1,3 м3. Система управления пер-
вых трех ступеней взята с комплекса «Тополь», четвертой и
доводочной ступеней - с комплекса «Курьер».
РКК «Старт-1» предназначен для запуска из любой точки
поверхности Земли малогабаритных космических аппаратов
на низкие околоземные орбиты с высотами 300-1000 км в за-
висимости от массы выводимого КА (110-420 кг). Заказчика-
ми являются правительственные организации, коммерческие
структуры и университетские сообщества. РКК «Старт-1»
позволяет решать разнообразные научные и народно-хо-
зяйственные задачи: создание системы спутниковой связи,
дистанционное зондирование Земли, экологический и хозяй-
ственный контроль и т. п.
В качестве командных приборов для ракеты «Старт-1»
использовалась аппаратура с МБР комплекса «Курьер». Ха-
рактерной особенностью PH комплекса «Старт-1» является
логика системы управления, которая позволяет не только ре-
гулировать по углу вектор тяги твердотопливных двигателей
всех четырех ступеней, но и компенсировать недобор тяги
или времени работы ступеней за счет продолжительности
баллистических пауз между циклами работы всех четырех
ступеней и доводочного блока.
При доработке системы управления ракеты «Старт-1»
удалось справиться с проблемами, связанными с ее «косми-
ческим» назначением и существенным увеличением длины.
Удлиненный корпус ракеты особенно подвержен изгибным
упругим колебаниям, которые происходят из-за жестких
возмущающих нагрузок на корпус двигательной установки,
рулевых и атмосферных воздействий. Для повышения устой-
чивости и стабилизации ракеты и движения центра масс
пришлось учитывать упругую линию вплоть до пятого тона
упругих колебаний корпуса. Все ПМО системы управления
«Старт-1» специалистам НПО АП пришлось разрабатывать
заново, с учетом всех свойств комплекса «Старт-1».
Первый пуск четырехступенчатой ракеты-носителя
«Старт-1» с доводочным блоком и с КА, разработанной НТЦ
«Комплекс-МИТ», прошел с космодрома Плесецк 21 марта
1993 г. А с 4 марта 1997 г. ракеты «Старт-1» пускали с нового
космодрома Свободный в Амурской области.
Система управления универсального усовершенствован-
ного ракетного комплекса «Ярс»
После выхода США из Договора по ПРО и широкого раз-
вертывания работ по противоракетной обороне основные
усилия России были направлены на работу по качественному
совершенствованию боевого оснащения ракетных комплек-
сов стратегического назначения. К выполнению работ было
привлечено значительное число предприятий и научно-про-
изводственных организаций. В итоге комплексных работ,
проводимых под общим руководством Корпорации «МИТ»,
была создана межконтинентальная баллистическая ракета
РС-24, получившая наименование «Ярс», в составе подвиж-
ного грунтового ракетного комплекса.
При создании комплекса «Ярс» были предприняты до-
полнительные меры по сокращению продолжительности по-
лета и уменьшению высоты конечной точки активного участка
траектории полета. Ракета может поражать цели в условиях
упреждающего, ответно-встречного и ответного ядерного
удара, при наличии у противника эшелонированной системы
ПРО, в т. ч. с элементами космического базирования.
Система управления комплекса «Ярс» - инерциальная, на
основе БЦВК, гиростабилизированной платформы и контура
радиокоррекции. Комплекс высокоскоростных командных ги-
роскопических приборов обладает улучшенными точностными
характеристиками; новый БЦВК имеет повышенную произво-
дительность и стойкость к воздействию последствий ядерно-
го удара. СУ обеспечивает прицеливание за счет реализации
автономного определения азимута контрольного элемента,
установленного на гиростабилизированной платформе, с по-
мощью наземного комплекса командных приборов, размещен-
ного на ТПК. Кроме того, повышены боеготовность, точность и
ресурс непрерывной работы бортовой аппаратуры.
Первый испытательный пуск комплекса «Ярс» был про-
изведен 29 мая 2007 г. с мобильной пусковой установки на
полигоне Плесецк.
Ракетный комплекс «Булава»
Впервые за постсоветское время в России кооперацией
предприятий отечественного оборонно-промышленного ком-
плекса во главе с Корпорацией «Московский институт тепло-
37
ФГУП «НПЦАП»
техники» создана морская стратегическая система нового
поколения, имеющая на вооружении твердотопливную мно-
гозарядную баллистическую ракету «Булава». Это позволяет
на перспективу (ближайшие 30-40 лет) надежно обеспечить
стратегический паритет России с США и другими членами
мирового ядерного клуба.
Система управления баллистической ракеты для подво-
дных лодок «Булава-30» была разработана и изготовлена
при участии ФГУП «НПЦ автоматики и приборостроения им.
Н.А.Пилюгина» и создавалась на основе гиростабилизиро-
ванной платформы, оптико-электронной аппаратуры астро-
коррекции траектории полета по результатам измерения
координат навигационных звезд и аппаратуры радиокоррек-
ции по результатам обмена информацией с навигационными
спутниками Земли системы ГЛОНАСС. При создании ракеты
была использована отечественная электроника с элементной
базой нового поколения.
Разработка систем управления для ракетно-
космических комплексов, разгонных блоков и
космических аппаратов
Система управления разгонным блоком «Фрегат»
В начале 1990-х гг. Роскосмос и Министерство обороны
РФ поставили перед НПО им. С.АЛавочкина задачу: создать
новый разгонный блок, который должен был увеличить мас-
сы полезных нагрузок, повысить точность выведения, рас-
ширить перечень орбит, доступных для средств выведения,
показать высокую надежность с самого начала эксплуатации.
Были определены компоновка и основные характеристики
разгонного блока и комплектующих систем. Позднее разгон-
ный блок получил наименование «Фрегат». В создании раз-
гонного блока «Фрегат» совместно с НПО им. С.А.Лавочкина
принял участие ФГУП «Научно-производственный центр авто-
матики и приборостроения имени академика Н.А.Пилюгина».
Несмотря на то, что постановление правительства о соз-
дании РБ «Фрегат» вышло в 1996 г., работы над проектом
начались только в 1998 г. В рекордно короткий срок были
разработаны бортовая и проверочно-пусковая аппаратура,
создано проверочное и полетное математическое обеспече-
ние, проведена полная отработка СУ на комплексном и моде-
лирующих стендах. И уже 9 февраля 2000 г. состоялся пер-
вый пуск РБ «Фрегат» на PH «Союз-2» с полезной нагрузкой
«Демонстратор».
При разработке аппаратуры все логические вычисли-
тельные операции по управлению исполнительными орга-
нами РБ «Фрегат» были возложены на БЦВМ. Это позволи-
ло существенно упростить коммутационные приборы, тем
самым сократив количество аппаратуры, увеличить надеж-
ность СУ. Для обеспечения требуемой точности выведения
полезных нагрузок при длительных орбитальных полетах в
состав СУ ввели аппаратуру спутниковой навигации, кото-
рая связала командный комплекс РБ «Фрегат» с глобаль-
ной спутниковой навигационной системой. Это позволило
компенсировать «уходы» гиростабилизированной плат-
формы и уменьшить погрешности параметров выведения
полезной нагрузки в 5-7 раз.
В 2007 г. была выполнена структурная и аппаратурная
модернизация СУ РБ «Фрегат». Вместо комплекса «Би-
сер-3» в состав БЦВМ вошел «Бисер-6», разработанный на
матричных кристаллах. Это привело к существенному сни-
жению массы аппаратуры и энергопотребления (в 4-5 раз),
повышению надежности и уменьшению себестоимости
за счет уменьшения трудоемкости. Одновременно в про-
граммно-математическое обеспечение были введены уни-
версальные алгоритмы, позволяющие проводить сложные
пространственные перестроения РБ: развороты, закрутки,
сброс дополнительных баков горючего и т. д. Была решена
задача «исправления ошибок» при выведении разгонного
блока ракетой-носителем. Это позволило даже при нештат-
ных ситуациях, связанных со значительным недобором
характеристической скорости PH, обеспечить вывод полез-
ной нагрузки на заданную орбиту.
По результатам натурных испытаний с интегрированной
инерциальной спутниковой системой была проведена ради-
кальная модернизация программного обеспечения НППК, ко-
торая позволила сократить время предстартовой подготовки
с 5 часов до 3.
Первый полет «Фрегата» состоялся 9 февраля 2000 г. С
2000 по 2016 г. «Фрегат» совершил 58 полетов. Все запуски
прошли успешно.
На базе РБ «Фрегат» созданы РБ «Фрегат-СБ» и «Фрегат-
СБУ», которые отличаются от базового блока наличием
сбрасываемого бака. Разгонный блок «Фрегат» и его моди-
фикации могут использоваться в составе практически всех
существующих, модернизируемых и новых российских ра-
кет-носителей среднего и тяжелого классов: «Союз-ФГ»,
«Союз-2», «Союз-2-3», «Протон-М», «Зенит-2 SB»,
«Ангара-АЗ», «Ангара-А5».
Система управления разгонным блоком ДМ-03 (11С861-03)
В соответствии с Федеральной космической програм-
мой России на 2001-2005 гг., утвержденной постановле-
нием Правительства РФ № 288 от 30 марта 2000 г. в Цен-
тре разработаны системы управления разгонным блоком
ДМ-03 с повышенными энергетическими характеристика-
ми для выведения космических аппаратов на высокоэнер-
гетические орбиты.
В проект ДМ-03 заложены основные принципы совре-
менных разработок ракетно-космических комплексов, в т. ч.
аппаратная унификация с системами управления для ракет-
носителей «Протон-М», «Ангара» и других изделий.
38
Глава 1
По космической тематике в 1980-е гг. был проделан бес-
прецедентный по темпам и уникальности решения задач объ-
ем работ Практически одновременно шла разработка систем
управления орбитальным космическим кораблем «Буран» и
системы управления PH среднего класса «Зенит».
Разработка системы управления ракетно-космического
комплекса «Морской старт»
Высокие эксплуатационные и технические характе-
ристики PH «Зенит» привлекли внимание зарубежных
фирм, и вскоре появился совместный проект «Морской
старт», в котором участвовали Россия, Украина, США,
Норвегия. В основе ракетно-космического комплекса
«Морской старт» лежит модернизированный вариант PH
«Зенит-М» и новый разгонный блок «ДМ-SL». Для РКК
«Морской старт» была разработана единая структура,
объединяющая системы управления ракетой-носителем
(СУ PH) и разгонным блоком и наземный проверочно-пу-
сковой комплекс.
Объединение программно-аппаратным способом интер-
фейсов бортовых вычислительных машин ракеты-носителя
и разгонного блока позволило создать единую синхронную
информационную цифровую связь. Это, в свою очередь,
дало возможность ликвидировать проводные связи между
системами управления PH и РБ. создать единую НППК для
трехступенчатой ракеты в целом. БЦВК «Бисер-2» заменил
более надежный глубокомажоритированный вычислитель-
ный комплекс «Бисер-3».
При разработке основных принципов построения СУ
главной проблемой стало построение азимутальной систе-
мы прицеливания для КРК морского базирования. Приме-
нение дорогостоящей и громоздкой оптической системы
определения базового направления, разработанной для
изделия 11К77, в условиях морского базирования было не-
рационально как по эксплуатационным, так и по техниче-
ским характеристикам. Поэтому появилась идея построения
системы азимутального прицеливания на базе автономного
определения азимута. Для этих целей разработали модер-
низированный вариант гиростабилизированной платформы
ПА300-ПВ300 с применением высокоточных акселероме-
тров и гироблоков, обеспечивающих улучшенные точност-
ные характеристики.
Преимущества использования автономного прицеливания:
- не требуется дополнительное бортовое и наземное обо-
рудование;
-	появляется возможность устанавливать ГСП в любом
месте приборного отсека;
-	обеспечивается большая надежность прицеливания за
счет функционирования аппаратуры независимо от внешних
условий.
В процессе определения азимута базовой оси составля-
ющие скоростей собственного ухода гироскопа могут изме-
ряться независимо. Это позволяет отказаться от компенсаци-
онных поворотов изделия в процессе полета и существенно
упрощает конструкцию стабилизированной площадки ГСП за
счет исключения программных механизмов. При создании
комплекса морского базирования разработчики хотели до-
стичь высоких энергетических характеристик при заданной
точности выведения космических аппаратов. Данный крите-
рий является одним из важнейших при выборе средств вы-
ведения.
Основу разработанных СУ PH «Зенит-2Б1_» и РБ «ДМ-SL»,
обеспечивающих оптимальные энергетические затраты при
выводе КА на требуемые орбиты, составляют терминаль-
ные системы наведения, построенные на базе комплекса
командных приборов ПВ300 и БЦВМ «Бисер-3». Терминаль-
ное управление позволяет работать с широким классом по-
лезных нагрузок и орбит выведения при значительных раз-
бросах объектов регулирования, внешней среды и расчетных
внештатных ситуациях.
Повышение энергетических характеристик комплекса
достигается за счет гибкого управления двигательными
установками PH и РБ. Система управления осуществляет
регулирование ДУ по его индивидуальным коэффициен-
там, заданным в полетном задании, и поддерживает ре-
жим функционирования посредством регулирования ка-
жущегося ускорения, в отличие от ранее применявшихся
для управления ДУ систем регулирования по кажущейся
скорости, что значительно увеличивает эффективность
управления и не требует программ расчета кажущейся
скорости. Одновременно используется программа инва-
риантного выключения ДУ: оно может происходить по
функциональной команде, характеризующей достижения
определенных энергетических орбит, от системы управле-
ния расходования топлива и по сигналу датчика окончания
запаса компонентов топлива.
Вариант выключения ДУ задается в полетном задании.
При выключении по информации от СУ РТ или ОКТ энер-
гетика PH используется более полно, однако существенно
увеличивается разброс вектора состояния на момент отде-
ления РБ.
Для получения максимальной энерговооруженности
комплекса может использоваться следующая схема полета:
выключение двигательных установок первой и второй сту-
пеней ракеты-носителя осуществляется по информации от
СУ РТ или ОКТ, заданная орбита формируется на участке
работы разгонного блока путем коррекции вектора состо-
яния методом терминального управления. Энергетические
возможности комплекса морского базирования существен-
но повысились благодаря введению в состав СУ контура по-
перечных перегрузок, что позволило снизить аэродинами-
ческие нагрузки, действующие на корпус изделия на участке
работы первой ступени PH, где она испытывает максималь-
ный скоростной напор. Система управления идентифициру-
ет ветровые порывы и разворачивает объект управления на
ветер. Это помогает снизить поперечные нагрузки, действу-
ющие на корпус, до пределов, допустимых по прочностным
ограничениям.
Система аварийного прекращения полета автоматически
контролирует параметры углового движения PH и РБ, а также
достижение минимально допустимой высоты перигея орби-
ты на первом активном участке полета разгонного блока. При
возникновении нерасчетных ситуаций выполняются запро-
граммированные аварийные циклограммы.
Правильность функционирования СУ, устойчивость и
управляемость в номинальных, возмущенных и расчетных не-
39
ФГУП «НПЦАП»
штатных режимах достигается применением современных ме-
тодов разработки алгоритмов и программного обеспечения, их
отработкой с помощью инструментальных исследовательских
средств и моделированием на цифровых комплексах, т. е. по-
строением полной динамической модели объекта управления.
Специфика наземного ракетного комплекса «Морской
старт» заключается в том, что центр управления располага-
ется на корабле, а стартовая установка находится на морской
платформе. Математическое программное обеспечение по-
зволяет проводить режим предстартовой подготовки и пуск
в автоматическом режиме, при отсутствии операторов на
морской платформе. Аналогов комплексу «Морской старт»
мировая практика не имеет.
Эксплуатационные особенности комплекса морского ба-
зирования заставили по-новому подойти к построению струк-
туры и приборного состава наземного проверочно-пускового
комплекса. Разработчикам предстояло решить следующие
технические проблемы:
-	спроектировать единую для блочных и пакетных ис-
пытаний СУ комплекса и ее составные части, наземную про-
верочную аппаратуру, способную сменой программного обе-
спечения осуществлять полный объем требуемых испытаний;
-	создать совместную с бортовым вычислительным ком-
плексом единую информационно-командную структуру, со-
стоящую из трех ЦВМ;
-	заменить оптическую систему азимутального прицели-
вания на систему гирокомпасирования с точностью опреде-
ления любого требуемого азимута не хуже 3 мин;
-	разработать энергонезависимую внешнюю память для
хранения и ввода в единый цифровой вычислительный ком-
плекс проверочного и штатного программного обеспечения.
Для достижения поставленной задачи была предложена
структурная схема проверочного комплекса, в основу кото-
рой легло оптимальное распределение функций контроля
и управления между бортовой и наземной аппаратурой. На
комплекс бортовой аппаратуры были возложены функции
формирования стимулирующих воздействий, сбора и пер-
вичной обработки информации о работоспособности аппара-
туры. Наземный проверочный комплекс осуществляет:
-	управление ходом испытаний, анализом, документиро-
ванием;
-	визуализацию полученной информации;
-	транспортировку информационно-командного потока
между бортовой и наземной частью проверочного комплекса
осуществляет цифровой канал связи «наземная цифровая вы-
числительная машина - бортовая ЦВМ» и «ракета - разгонный
блок». Реализация предложенной структуры позволила резко
сократить состав наземной аппаратуры и затраты на ее соз-
дание, достичь высокой эксплуатационной мобильности, орга-
низовать наземный цикл испытания по единой технологии на
всех рабочих местах, что позволило увеличить надежность при
контроле работоспособности топливной аппаратуры СУ.
Разработка системы управления для ракетно-космиче-
ского комплекса «Наземный старт»
Космический ракетный комплекс «Наземный старт» разра-
ботан на базе КРК «Морской старт». Основные критерии раз-
работки системы управления разгонным блоком «ДМ-SLB»:
-	максимальное сохранение структуры и приборного со-
става СУ проекта «Морской старт»;
-	построение наземного комплекса (стартовые сооруже-
ния, наземные технические системы и т. д) должно прово-
диться на базе наземного комплекса КРК «Зенит»;
-	обеспечение более высокой энерговооруженности за
счет снижения весовых характеристик конструкции, прибо-
ров системы управления и законов управления движением.
Анализ эксплуатационных и точностных характеристик
проекта «Морской старт» показал, что ракета-носитель
«Зенит-281» в основном соответствует современным требо-
ваниям эксплуатации, обладает высокой надежностью, а ее
приборы сделаны на современной отечественной элементной
базе.
Главное внимание при создании системы управления
комплексом «Наземный старт» уделялось модернизации
приборного состава разгонного блока. Система управления
разгонным блоком «ДМ-SLB» - последней ступени ракеты-
носителя «Зенит-281Б» - предназначена для решения следу-
ющих задач:
-	предстартовая подготовка разгонного блока;
-	навигация;
-	наведение;
-	ориентация, стабилизация на активных и пассивных
участках полета;
-	выведение космических аппаратов на целевые орбиты
ИСЗ, в т. ч. на геопереходные и геостационарные;
-	управление бортовыми смежными системами.
Система управления разгонного блока была «ДМ-SLB»
разработана на основании обобщения опыта Центра по соз-
данию серии разгонных блоков и выполнена на базе при-
боров и решений, примененных на изделиях «Зенит-SSL»,
«Фрегат», ДМ-03, научно-технического и производственного
задела Центра.
Примененная в системе управления БЦВМ БИ061 с про-
изводительностью в 4 раза выше по сравнению БИОЗ позво-
лило реализовать:
-	более сложные алгоритмы управления движением,
включая радионавигационной спутниковой системы, и целый
ряд дополнительных задач, которые сегодня реализуются в
других системах управления ракет-носителей и разгонных
блоков;
-	программирование на языках высокого уровня, что
успешно повысило надежность за счет простой верификации
реализуемых алгоритмов.
Комплекс командных приборов является модернизацией
ККП системы управления разгонным блоком «ДМ-SL». В нем
ряд приборов заменили на аналоги, но с улучшенными энер-
го-массовыми характеристиками, используемые в СУ других
ракетных комплексов.
Использование автономной спутниковой навигации в си-
стеме управления позволило повысить точность навигацион-
ных задач, а именно;
-	к концу работы ракеты-носителя погрешность навигаци-
онной задачи не должна превышать +80 м по координации и
+0,5 м/с по скорости;
-	приблизительно к 200-й секунде с отлетного импульса и
на протяжении всей оставшийся его части довести погрешно-
40
Глава 1
сти навигации до +80 м по высоте, +70 и +50 м вдоль орбиты
и в боковых направлениях соответственно, +(0,15-0,2) м/с по
скоростям;
-	точность не снижается даже при отказе в полете одного
из основных акселерометров.
Система стабилизации обеспечивает управляемость и
устойчивость углового движении разгонного блока с доста-
точными запасами для всех участков при соблюдении усло-
вий полета. К моменту окончания работы РБ выполняются
все требования к уровням колебаний компонентов топливных
баков.
Энерго-массовые характеристики бортовой аппаратуры
приближаются к заявленным перспективным значениям. При
этом имеется возможность дальнейшего снижения массы за
счет перевода электроники ККП и устройства обмена БЦВМ
на новую элементную базу. В дальнейшем масса системы
управления разгонным блоком «ДМ-SLB» снизится на 25-
35 кг. Надежность СУ на этапе предстартовой подготовки и в
полете - не ниже 0,995.
Первый пуск по программе «Наземный старт» успешно
прошел в марте 2007 г.
Разработка системы управления для ракетно-космиче-
ского комплекса «Протон-М»
7 апреля 2001 г. состоялся первый запуск PH «Протон-М»
с разгонным блоком «Бриз-М». Модернизированная ракета
«Протон-М» за семь лет эксплуатации подтвердила свою вы-
сокую надежность и высокие эксплуатационные характери-
стики, стала основным средством выведения в рамках между-
народных космических программ ГКНПЦ им. М.В.Хруничева.
Модернизация резко повысила грузоподъемность ракеты по
сравнению с самым первым, исходным трехступенчатым, ва-
риантом (УР-500).
PH «Протон-М» вышла на космическую арену в тяжелый
для ведущей космической державы момент. Вторая полови-
на 1990-х гг. стала апогеем жесткой конкурентной борьбы,
в которой были востребованы только самые технологичные
ракеты-носители. В России в это время главным средством
выведения была ракета-носитель «Протон-К». Но у нее толь-
ко одно преимущество перед зарубежными ракетами-носите-
лями - рекордная надежность.
Конец 1980-х гг. и первая половина 1990-х гг. характе-
ризовались резким сокращением финансирования опыт-
но-конструкторских работ в области новых разработок и
объемов государственного заказа, в частности, серийных
поставок оборудования для ракетной техники и суще-
ственным оттоком высококвалифицированных кадров с
предприятий отрасли. Следствием перечисленных нега-
тивных тенденций явилось резкое сокращение, а в ряде
случаев - прекращение производства электрорадиоэле-
ментов и комплектующих изделий для командных при-
боров систем управления ракет: носителей и разгонных
блоков космического назначения. Кроме того, сокращение
объемов государственного заказа привело к закрытию и
ликвидации многих предприятий, серийно выпускающих
комплектующие изделия и сами командные приборы. В
этих условиях перед коллективом НПЦАП стояла задача
разработки командных приборов для перспективных си-
стем управления ракетоносителя «Протон-М» и комплекса
«Морской старт».
Необходимо учесть, что до сих пор для конкретных за-
дач создавались специализированные командные приборы.
Каждый из этих приборов учитывал заданные траектории
полета изделия, особенности системы прицеливания,
различия во внешних условиях эксплуатации (темпера-
турные, механические) и т. д. Примерами этого являются
гиростабилизированные платформы для ракетоносителей
«Протон-К» и «Зенит», разгонных блоков «Д» и «ДМ», кос-
мических аппаратов серии «Марс» и «Венера», многоразо-
вого космического корабля «Буран».
Был проанализирован имеющийся научно-технический
задел, а именно:
-	серийно выпускаемые прецизионные инерциальные
чувствительные элементы, имеющие с точки зрения требова-
ний космического применения некоторый запас по точност-
ным характеристикам;
-	наличие целого ряда отработанных компонентов стаби-
лизированной платформы (датчиков угла, разгрузочных дви-
гателей системы стабилизации, коллекторных токоподводов,
элементов системы термостатирования и др.;
-	отработанность идеологии режима автономного опре-
деления меридиана;
-	существенное повышение возможностей цифрового
вычислительного комплекса.
С учетом всего этого, а также вышеперечисленных про-
блем промышленности было принято решение создать ба-
зовый командный прибор, который может быть использован
как в изделиях «Протон-М» и «Морской старт», так и для
последующих перспективных заказов. В качестве такого ба-
зового командного прибора был разработан трехосный ги-
роскопический стабилизатор. Из его основных особенностей
можно отметить:
-	неограниченные углы поворота по внутренней и наружной
осям карданова подвеса, что в совокупности с возможностью
прецессионного разворота стабилизированной части ГСП че-
рез датчик момента любого из гироблоков позволяет решать
практически все 229 кинематических задач выведения и полета
космических аппаратов, а также обеспечивает выставку гиро-
стабилизатора на любой требуемый азимут стрельбы;
-	использование пяти чувствительных элементов акселеро-
метров, расположенных по пространственной схеме, обеспечи-
вающей решение задачи резервирования;
41
ФГУП «НПЦАП»
-	отсутствие программных механизмов разворота ЧЭ и
контрольного элемента системы прицеливания, обуслов-
ленное применением высокоточных прецизионных инерци-
альных ЧЭ с высокой стабильностью положения оси чув-
ствительности, позволяющих решать задачи выведения без
выставки их в оптимальное положение и обеспечивающих
реализацию режима автономного определения азимута с
требуемой точностью;
-	применение трехконтурной системы термостатирова-
ния, что позволило отказаться от индивидуального термоста-
тирования каждого чувствительного элемента.
В результате принятых технических решений удалось
существенно упростить кинематическую схему прибора и,
как следствие, значительно улучшить габаритно-массовые
характеристики по сравнению с существующими аналогами,
а одновременно создать командный прибор, удовлетворяю-
щий требованиям как изделия «Протон-М», так и комплекса
«Морской старт».
Разработка базового командного прибора предопреде-
лила и создание унифицированного комплекса командных
приборов, являющегося основным звеном в обеспечении
точности системы управления, т. е. комплекта, состоящего из
гиростабилизированной платформы и электронных блоков,
обеспечивающих функционирование ГСП, а также первич-
ную обработку информации с чувствительных элементов для
передачи ее по специализированным интерфейсам в БЦВК.
При этом следует отметить, что в рамках этих работ впервые
на предприятии был применен опыт разработки ККП как еди-
ного функционального комплекта приборов, проходящего
совместную регулировку, приемо-сдачу и калибровку. Это
позволило провести отработку комплекта на автономном ме-
сте ККП, выявить на более раннем этапе параметрические и
функциональные «нестыковки» конкретных образцов прибо-
ров и поставлять на комплексные сдаточные стенды систем
управления отработанную на заводских приемо-сдаточных
испытаниях аппаратуру, тем самым освободив комплексные
стенды от достаточно трудоемких задач отработки взаимо-
действия приборов и систем ККП.
В 1996 г. началась активная разработка модернизиро-
ванной СУ для космического ракетного комплекса «Протон».
Несмотря на отсутствие государственного финансирования
НПЦАП совместно с ГКНПЦ им. М.В.Хруничева (генеральный
директор - А.И.Киселев) в 2001 г. состоялся первый пуск PH
«Протон-М» с полезной нагрузкой.
В приборах PH «Протон-М», показавших хорошие эксплу-
атационные и летные характеристики в составе других КРК,
удалось реализовать лучшие технические достижения ученых
и инженеров. Максимальное использование преимуществ по-
строения СУ на базе БЦВК, организация обмена информаци-
онных потоков между ступенями PH по цифровым каналам
связи, реализация всех логических и управляющих операций
БЦВМ позволили создать гибкую надежную структуру, спо-
собную легко адаптироваться к новым задачам.
Модернизированные алгоритмы управления движением,
разработанные для PH «Протон-М», обеспечили минимиза-
цию ветровых нагрузок на конструкцию изделия в плотных
слоях атмосферы. Для повышения энерговооруженности PH
созданы алгоритмы управления полетом по показаниям дат-
чиков системы управления расходом топлива и решена за-
дача выведения с учетом полной выработки топлива первой,
второй и третьей ступенями.
Система управления КРК «Протон-М» представляет собой
единый аппаратно-программный комплекс, обеспечивающий
контроль предстартовой подготовки и полетный режим. Трех-
канальное исполнение аппаратуры позволяет надежно функ-
ционировать при полном повреждении в особом отдельном
функциональном тракте. В состав наземной бортовой аппа-
ратуры и программного обеспечения входят гиростабилизи-
рованная платформа и вычислительная машина, разработан-
ные и изготовленные во ФГУП НПЦАП, что позволило создать
однородный интерфейс и существенно сократить и упростить
связи между отдельными функциональными узлами.
Введение в состав бортовой и наземной аппаратуры вы-
числительных комплексов позволило оптимально распре-
делять функции временных и логических операций между
приборами и программным обеспечением, а значит, значи-
тельно сократить состав бортовой аппаратуры и упростить
схему. С помощью бортового программного обеспечения
можно решать навигационные задачи по гибким траекториям
с терминальным управлением: полет до полного выжигания
топлива, прохождение плотных слоев атмосферы с париро-
ванием ветровых перегрузок. Помимо достижения требуе-
мых точностных характеристик, удалось снизить требования
к прочностным характеристикам PH и значительно сократить
вес конструкции.
Высокая надежность и безопасность работы СУ зависит
от наземного проверочно-пускового комплекса. Он осущест-
вляет полную локальную проверку бортовой аппаратуры на
технической позиции и проводит предстартовую подготовку
в автоматическом режиме.
Во время предстартовой подготовки проводится непре-
рывный контроль состояния бортовой аппаратуры. При вы-
явлении неисправности и в случае аварийной ситуации этот
процесс автоматически прекращается. Аппаратно-программ-
ный алгоритм полностью исключает влияние «человеческого
фактора» на заключительных операциях предстартовой под-
готовки и позволяет достичь высокой надежности и безопас-
ности эксплуатационных характеристик стартового комплек-
са в целом.
Система управления ракетно-космическим комплексом
«Ангара»
В указе Президента РФ о создании КРК «Ангара», под-
писанном в январе 1995 г., разработка системы управления
возлагалась на НПЦАП. Работа по созданию РКК «Ангара» ве-
лась до 2003 г. практически в рамках модернизации ее двух-
ступенчатого варианта «Ангара 1-1».
В 2003 г. ГКНПЦ им. М.В.Хруничева принял решение о
приоритетной разработке основной модификации КРК «Ан-
гара» - «Ангара-5». В основу разработки структурной схемы
и приборного состава СУ «Ангара-5» были заложены аппа-
ратурные и программные решения, хорошо зарекомендовав-
шие себя при эксплуатации КРК «Морской старт», «Фрегат»,
«Протон-М».
При проектировании структурной схемы и приборного
состава КРК «Ангара» большое внимание уделялось созда-
42
Глава 1
нию универсальных приборов и контейнеров, позволяющих,
не изменяя приборный состав отдельных ступеней, создавать
различные конфигурации PH семейства «Ангара» («Ангара
1-1», «Ангара 1-2», «Ангара 1-3», «Ангара 1-5»). Универсаль-
ное программное обеспечение позволяло проводить весь
объем испытаний, задавая определенный код, соответствую-
щий режиму данной конфигурации PH.
Для сведения к минимуму влияния «человеческого фак-
тора» введен «диалоговый режим», обеспечивающий одно-
значный выбор того или иного режима работы с изделием
на технической или стартовой позиции. Оператор, пользуясь
только двумя кнопками, выбирает необходимую конфигура-
цию PH и нужный испытательный режим из предлагаемого
перечня, а затем, нажав кнопку «Пуск», запускает выбранный
режим.
Испытания проводятся в автоматическом режиме без вме-
шательства оператора. При этом проводится анализ резуль-
татов испытания с переходом на выполнение отбойных ци-
клограмм для предотвращения аварийных ситуаций в случае
обнаружения неисправности СУ.
При разработке наземного проверочно-пускового ком-
плекса для семейства PH «Ангара» максимально использо-
вались аппаратурные решения НППК, которые хорошо себя
зарекомендовали в КРК «Протон-М». Одновременно разра-
батывалась система контроля и диагностики бортовой СУ.
Новая структура распределения функций контроля между
бортовой и наземной аппаратурой позволила минимизиро-
вать связь между бортовой и наземной аппаратурой и опти-
мизировать контроль.
Выработка необходимых стимулирующих воздействий,
сбор и отработка ответных реакций бортовой аппаратуры
были возложены на БЦВМ. Анализ результата контроля и
диагностики, регистрация, отображение, документирование
выполняли НППК и бортовая система телеметрических из-
мерений. Такое построение СКД позволило существенно
сократить связи между бортовой и наземной аппаратурой,
снизить массу, получить экономию средств за счет умень-
шения состава наземной аппаратуры, повысить надежность
и помехозащищенность информационных потоков путем ис-
пользования штатной трехканальной цифровой связи между
БЦВМ ракеты-носителя и НЦВМ.
Проверочные испытания разбиты на три этапа:
-	проверка целостности цепей и отсутствия связей между
гальванически разобщенными цепями, правильность сборки
электрической схемы СУ;
-	поканальная проверка всех автономных функциональ-
ных трактов СУ;
-	комплексная проверка взаимодействия всех функцио-
нальных трактов СУ и бортового ПО в режимах, максимально
приближенных к штатной работе.
Предлагаемая методика испытаний позволила обеспе-
чить высокую безопасность работ и требуемую глубину кон-
троля и диагностики.
Для обеспечения надежности наземного комплекса при-
меняется т. н. факторный подход. Он заключается в выявле-
нии факторов, определяющих надежность, их ранжировании
по степени влияния и разработке мер, направленных на осла-
бление негативных тенденций. К числу таких постоянно дей-
ствующих факторов относятся надежность элементной базы,
условия (режимы) работы аппаратуры, использование уже
отработанных приборов и систем.
В НППК используется широкая номенклатура элементной
базы. В составе аппаратуры электрорадиоэлементы исполь-
зуются в комфортных режимах с коэффициентом нагруже-
ния по току и напряжению, как правило, не более 0,8. Суще-
ственно облегчены и температурные режимы, которые ниже
допустимых по ТУ на 15-20 °C и более.
Применение в наземном комплексе апробированных из-
делий позволяет исключить из аппаратуры недостатки. Ко-
эффициент применяемости изделий в аппаратуре достигает
0,95.
Структура программного обеспечения НППК позволяет при
переходе от одного цикла проверки к другому отрабатывать
отдельные функциональные программы, отражающие особен-
ности конкретного вида работы. Унификация программ дости-
гает 90 %, что является основным фактором, определяющим
общую надежность комплекса.
Успешные испытания систем управления комплексами
«Морского базирования», «Фрегат», «Протон-М» при прове-
дении запусков космических объектов подтвердили хорошие
эксплуатационные характеристики и высокую надежность
спроектированного НППК КРК «Ангара».
Разработка в 1960-1980 гг. систем управления
для лунных и межпланетных автоматических
космических аппаратов «Луна», «Марс»,
«Венера», «Фобос» и др.
ФГУП «НПО им. Лавочкина» является головным предпри-
ятием по созданию автоматических космических комплексов
для фундаментальных космических исследований. С именем
предприятия связана яркая страница в истории освоения кос-
моса - исследование Луны, Венеры, и Марса, кометы Галлея
и спутника Марса - Фобоса.
В1965 г. по инициативе С.П.Королева предприятию пере-
дали одну из тем, которой занималось ОКБ-1, - тему дальне-
го космоса и Луны. Космический период деятельности пред-
приятия и его главного конструктора Г.Н.Бабакина начался с
решения проблем полетов на Луну. Именно с 1965 г. начина-
ется тесное сотрудничество наших предприятий. Тогда мало
кто знал, что этим коллективам придется работать вместе
многие десятки лет и с успехом реализовывать проекты по
43
ФГУП «НПЦАП»
Автоматическая межпланетная станция «Луна-16»
запускам космических аппаратов на планеты Солнечной си-
стемы. На НПОАП возлагалось создание систем управления
для разгонных блоков и космических аппаратов, осуществля-
ющих полеты на Луну, Венеру и Марс.
В создании автоматических аппаратов основной про-
блемой являлось обеспечение надежности систем управ-
ления, поэтому в разработке СУ постановлениями прави-
тельства участвовал коллектив института под руководством
НАПилюгина.
В эти годы осуществлялась широкая программа изучения
Луны с помощью автоматических межпланетных станций.
Для посадочной ступени «лунника» потребовалась система
управления, удовлетворяющая жестким весовым ограниче-
ниям. Под руководством Н.А.Пилюгина такая СУ массой 60 кг
была создана на основе комплексного командного прибора
СКТ, которая обеспечила ряд программ исследования:
-	31 января 1966 г. - ракета 8К78 с КА Е6 («Луна-9») - по-
садка на Луну;
-	3 апреля 1966 г. - «Луна-10» - спутник Луны;
-	24 августа 1966 г. - «Луна-11» - спутник Луны;
-	ноябрь 1966 г. - «Луна-12» - фотосъемка поверхности
Луны;
-	декабрь 1966 г. - «Луна-13» - доставка лунного грунта
на Землю и др.
12 февраля 1961 г. советские ученые начали планомерные
исследования планеты Венеры. Станция «Венера-1» прошла в
100 тыс. км от поверхности планеты, а «Венера-2», запущенная
в 1966 г., - в 24 тыс. км. В том же году была запущена АМС
В-3, которая достигла поверхности и доставила туда советский
вымпел. В1967 г. станция В-4 впервые в истории космических
исследований передала научную информацию с другой плане-
ты. Она сообщила подробные сведения о параметрах атмосфе-
ры Венеры, ее температуре, давлении.
В1969 г. В-5 и В-6 стартовали к Венере. За время плавно-
го пуска в разные районы планеты они передавали за 20 км
над поверхностью дополнительные сведения об атмосфере
«голубой планеты».
В1970 г. запущена АМС В7. Ее спускаемый аппарат впервые
передал на Землю информацию непосредственно с планеты.
В1972 г. спускаемый аппарат АМС В8 впервые совершил
мягкую посадку на освещенную солнцем сторону планеты,
исследовал атмосферу и поверхностный слой.
В подготовке всех этих космических экспериментов ак-
тивное участие принимал коллектив НИИАП, разработавший
систему управления как для PH, 8К78 так и для РБ «ДМ» и КА.
В 1970-е гг. коллектив института, учитывая накопленный
опыт, приступил к созданию систем управления с использо-
ванием БЦВМ. Работа в этом принципиально новом направ-
лении велась под непосредственным руководством главного
конструктора академика НАПилюгина.
Запуск АМС к Венере явился сложнейшей научно-тех-
нической задачей. Институту необходимо было обеспечить
высокую надежность выведения космического аппарата и
надежное функционирование приборов системы управления
в течение длительного времени полета.
Система управления космического аппарата должна была
обладать широкими возможностями, а также учитывать как
предусмотренные, так и случайные ситуации, которые могли
возникнуть в процессе полета. Эта система должна была иметь
большую гибкость, взаимодействовать с наземными систе-
мами и учитывать энергетические возможности ракетно-кос-
мической системы в целом. Создавать все это требовалось с
учетом минимального веса и габаритов. Ведь один килограмм
полезного груза, доставляемого на Венеру, соответствовал
100 кг стартового веса на Земле. Эта работа осложнялась не-
возможностью предварительных летно-конструкторских ис-
пытаний, т. к. первый же пуск должен был стать целевым.
Надежная работа аппаратуры была достигнута благодаря
тщательной отработке всех технических условий в наземных
условиях. Несмотря на высокие требования к аппаратуре, си-
стема управления была отработана и применена на ряде стан-
ций, предназначенных для исследования дальнего космоса.
Выведение станций «Венера-9» и «Венера-10» было осу-
ществлено ракетой-носителем 8К-82К и разгонным блоком
«ДМ». Таким образом, и на носителе, и на головном блоке,
включающим в себя разгонный блок и станцию «Венера», ис-
пользовались системы управления разработки НПО АП.
После того как отработала первая ступень ракеты-носи-
теля, сбрасывался головной обтекатель. После отделения
второй и третьей ступени включалась система для стаби-
лизации головного блока и обеспечение запуска маршевого
двигателя блока «ДМ». После сброса переходника осущест-
влялось первое включение двигателя блока «ДМ». После
этого станция «Венера» вышла на промежуточную орбиту
искусственного спутника Земли. Движение продолжалось
до такой точки, старт из которой обеспечивал наилучшие
энергетические характеристики дальнейшего полета. В этой
точке вторично запускался двигатель разгонного блока.
После набора заданной скорости блок «ДМ» отделился, и
станция перешла на 130-суточную траекторию полета к
«Венере». По результатам внешнетраекторных измерений
предусматривалась выдача команд из координационно-вы-
числительного центра на проведение двух коррекций траек-
тория движения станции. Проведению этих коррекций пред-
шествовала выдача по радиоканалу в бортовой цифровой
вычислительный комплекс уставок о величине и направле-
нии корректирующего импульса. На Землю передавалась
ответная информация о вводе уставок в память БЦВМ.
Для проведения коррекции станция переводилась из ре-
жима постоянной звездно-солнечной ориентации в режим
44
Глава 1
коррекции. Станция была развернута, направление вектора
тяги соответствует направлению корректирующего импульса.
Включалась двигательная установка.
Выполнив коррекцию, станция двигалась по уточненной
траектории с заданными параметрами входа в атмосферу
«Венеры», вновь находясь в режиме звездно-солнечной ори-
ентации. За двое суток до сближения с планетой спускаемый
аппарат отделился от орбитального отсека и стал двигаться
по попадающей траектории. Орбитальный отсек в это время
обеспечивал, благодаря маневрам увода и торможения, связь
со спускаемым аппаратом в течение 1,5 часов при движении
в атмосфере «Венеры».
Для сохранности спускаемого аппарата и обеспечения
исследования облачного слоя была предусмотрена пара-
шютная система. Сведения о параметрах атмосферы со-
общались через орбитальный отсек на Землю. Спускаемый
аппарат совершил мягкую посадку на поверхность «Вене-
ры» и в течение 30 мин передавал научную информацию.
Орбитальный отсек, ставший первым спутником Венеры,
служил ретранслятором информации с посадочного аппа-
рата на Землю.
Расчетная номинальная траектория АМС «Венера» была
выбрана из двух условий:
-	выведение на межпланетную орбиту станции массой
около 5 т;
-	скорость входа в атмосферу планеты АМС не превыша-
ет 10,7 км/с.
Система автоматического управления на всех участках
полета к Венере обеспечила устойчивое движение станции
при весьма сложной динамической схеме комплекса. Необ-
ходимые параметры движения в окрестности планеты опре-
делялись последующим взаимодействием систем станции и
спускаемого аппарата. Она учитывала упругие свойства кон-
струкции и влияние жидкого наполнения баков ракеты-но-
сителя и головного блока. Точность полета обеспечивалась
прецизионными приборами и реализацией сложных алго-
ритмов управления в быстродействующем вычислительном
комплексе.
Приборы системы автономного управления головно-
го блока размещались в космическом аппарате, на ферме,
в разгонном блоке «ДМ». В систему управления входили
комплекс командных приборов, цифровой вычислительный
комплекс, аппаратура автомата стабилизации и системы РКС,
телеметрические согласующие устройства, коммутационная
аппаратура, источники электропитания и аппаратура смеж-
ных систем. Все они были связаны бортовой кабельной сетью
между собой и с носителем.
Одной из задач, ставшей перед коллективом института
при создании системы, было определение состава при-
боров и выбор оптимального размещения в заданных на
изделии объемах. Надо было выбрать лучший вариант со-
отношения весовых данных приборов, их электрических
связей и удобство эксплуатации. Осуществлялась увязка
приборов системы автономного управления общей ци-
клограммой работы. Для обеспечения аппаратуры посто-
янным и переменным током предстояло выбрать наивы-
годнейший режим работы приборов и выдать техническое
задание смежным предприятиям на их разработку.
Чтобы выполнить все требования и условия полета АМС,
коллективу института необходимо было создать инерциаль-
ную систему управления, центральным звеном которой явля-
ется трехосная гиростабилизированная платформа, которая
впервые обеспечила при многократном включении и выклю-
чении требуемую точность и надежность управления станци-
ей в условиях длительного полета.
При подаче на ГСП питания она приводится в исходное
состояние. Разгоняются моторы поплавковых гироскопов.
С помощью шагового мотора осуществляется программ-
ный разворот ГСП. В полете АМС отслеживает программу и
разворачивается в нужном направлении. Сигналы с акселе-
рометров, установленных по трем взаимно перпендикуляр-
ным осям, поступают через электронные преобразователи
и согласующие устройства в БЦВМ, которая вычисляет те-
кущие значения скорости и сравнивает ее с заданной устав-
кой. При их совпадении на двигатель подается команда.
Датчики углов ГСП дают информацию о величинах углов
тангажа, рыскания и вращения АМС. Важным звеном в
схеме стабилизации АМС являются усилители-преобразо-
ватели.
При работающем двигателе блока «ДМ» управляю-
щий сигнал с датчиков углов ГСП через усилитель-преоб-
разователь поступает на рулевые машины, отклоняющие
маршевый двигатель. При пассивной стабилизации сфор-
мированный в усилителе-преобразователе управляющий
сигнал выдается на газодинамические сопла. При полете
на АМС без разгонного блока в УП формируется управ-
ляющий сигнал на газовые сопла системы ориентации.
Усилители-преобразователи выполнены с использовани-
ем полупроводниковых элементов, имеют малые веса и
габариты.
На борту АМС функции вычисления алгоритмов управ-
ления выполняла БЦВМ. Эта БЦВМ третьего поколения с
быстродействием 100 тыс. коротких операций в секунду по-
строена на интегральных микросхемах «Тропа» серии 201.
Надежность БЦВМ была такова, что все ее каналы сохра-
нили работоспособность до полного окончания программы
полета. БЦВМ была выполнена по трехканальной схеме с
обменом между каналами.
Для конструирования узлов машины применены печат-
ные платы. Один из таких узлов - выходной регистр. Общая
конструкция машины объединяет устройство ввода-вывода,
процессор и оперативное запоминающее устройство. Блок
ОЗУ обеспечивал в процессе работы запись, хранение и выда-
чу информации. Объем его памяти - 256 слов. Объем памяти
постоянного запоминающего устройства - 2048 чисел 8192
команды. В память ПЗУ была внесена, как говорят разработ-
чики, «прошита», неизменяемая часть программы.
По командам БЦВМ включались ленточные программные
токораспределители, а через них - шаговые токораспреде-
лители, которые осуществляли по заданной циклограмме
управление элементами двигательной установки и блока
«ДМ». Для регулирования кажущейся скорости с акселеро-
метров ГСП через преобразователи и согласующее устрой-
ство на БЦВМ поступал сигнал о величине продольного уско-
рения. Измеренная величина сравнивалась с программной
По результатам сравнения на привод регулятора скорости
45
ФГУП «НПЦАП»
Коллектив НИИАП. 1-й ряд: НАПилюгин, Р.П.Косенко, В.И.Азаров, ВЛЛапыгин, А.С.Пожидаев,
В.А.Трофимов, С.В.Терехов, Г.Ф.Бердасов, И.Ф.Копейкин, И.П.Копытов, СА.Иванов, В.В.Глухарев.
2-й ряд: В.И.Бурмистров, Д.З.Трофимов, ВАНемкевич, Л.Н.Орлов, В.С.Умов, В.К.Ступин,
ФАЛомако, Ю.Х.Исмаилов, М.С.Хитрик, С.И.Никитинский, А.И.Локтионов,
ВАКотельников, Б.Е.Бердичевский, И.Т.Пивень,
Б.В.Вергасов, З.НЛобанов, Г.П.Глазков.
46
Глава 1
3-й ряд: ПЛ.Семенов, Б.И.Павлов, И.МЛотапов, А.А.Шабан, Ю.В.Беляев, Л.А.Маркин, Н.МЛакузо, СЛ.Онуфриюк,
А.Д. Косаре в, Л.Н.Киселев, И.В.Белоусов, А.Г.Глазков, В.Ф.Щеголев, В.И.Шеломов, В.ВЛурье, В.И.Быков, С.В.Кисляков,
В.И.Кондрашкин, А.Б.Керпель, Ю.С.Шиманский.
4-й ряд: В.В.Горбунов, Л.М.Родин, В.Г.Коровин, В.Н.Смирнов, Е.А.Авдеев, ВЛЛокровский, Б.А.Дорофеев, А.Ф.Рябов,
С.С.Соколов-Бородкин, ВЛ.Ткачев, И.Ц.Гальперин, ЮА.Духанин, У.М.Федотенков, Г.С.Беляков, СЛ.Тервинский, В.С.Митяев,
М.СДойников, А.И.Котеров, ЮЛ.Хохлов, ЛЛ.Григорьев, ВЛ.Зверков, Н.А.Михеев, Б.В.Сычев, Ю.С.Одинцов
47
ФГУП «НПЦАП»
поступал сигнал форсирования или дросселирования мар-
шевого двигателя разгонного блока.
Ряд электронных приборов системы астроориента-
ции был создан институтом по исходным данным НПО им.
С.А.Лавочкина. Эта система обеспечила точное определение
местоположения АМС в космическом пространстве.
8 июня 1975 г. стартовала АМС «Венера-9»; всего че-
рез шесть дней, 14 июня 1975 г., стартовала станция «Ве-
нера-10». Система управления обеспечила полет обеих
станций по траекториям близким к расчетным. Результаты
внешне-траекторных измерений поступали в координацион-
но-вычислительный центр. 22 октября 1975 г. спускаемый
аппарат станции «Венера-9» достиг планеты и впервые в
истории передал на землю фотопанораму венерианской по-
верхности.
За период с 1962 по 1973 г. направлено семь КА «Марс»
с аппаратурой системы управления разработки ФГУП
НПЦАП им. академика Н.А.Пилюгина, выполнивших задачи
мягкой посадки, фотографирования, измерение физико-
химических параметров атмосферы и т. д.
Интегрированная инерциально-спутниковая
система навигации и ориентации
Системы управления перспективных ракетно-космиче-
ских комплексов, решая все более широкий круг задач,
должны выполнять их со значительно более высокой точ-
ностью. Поэтому одним из основных направлений раз-
вития СУ средств выведения является использование в
их составе аппаратуры спутниковой навигации и астрос-
редств. Основная цель такой интеграции - достижение
совершенно нового уровня точности доставки полезной
нагрузки на орбиты, независимо от сложности схемы вы-
ведения.
Хотя интегрированные СУ имеют очевидные достоинства,
ряд особенностей АСН, выходным данным которой присущ,
как радиотехническому устройству, широкий спектр инфор-
мационных нарушений, затрудняет практическое внедрение
спутниковой навигации в контуры управления. Особенно
когда речь идет о космических средствах выведения - доро-
гостоящих объектах, которым присущ необратимый характер
процессов управления, от чего даже локальное нарушение
достоверности навигационных данных совершенно недо-
пустимо. О сложности проблемы говорит и то, что ведущие
зарубежные космические корпорации, считая данное направ-
ление совершенствования СУ приоритетным, пока еще не
приступили к практическому использованию интегрирован-
ных систем в средствах выведения.
В центре была создана уникальная технология интегра-
ции инерциальной и спутниковой навигации применительно к
СУ средств выведения и космических аппаратов. Назначение
технологии - обеспечить защиту контура наведения объекта
управления от проникновения в него ложных значений траек-
торных данных, вызванных локальными нарушениями, свой-
ственными измерениям АСН. Новая технология апробирова-
на в ходе летных испытаний, которые проводились с 2003 г.
в телеметрическом режиме в процессе штатных пусков раз-
гонного блока «Фрегат».
Положительные результаты испытаний позволили в сен-
тябре 2009 г. в процессе запуска «Фрегата» при выведении
космического аппарата «Метеор» впервые в мировой практи-
ке использовать в контуре управления данные, формируемые
совместной обработкой инерциальной и спутниковой систем
навигации. Этот успешный запуск дал толчок расширенному
использованию интегрированных инерциально-спутниковых
систем управления, производимых в НПЦАП. К настоящему
времени выполнено более 40 успешных пусков РБ «Фрегат»
с инерциально-спутниковой системой навигации.
Резервированный инерциальный измерительный
модуль входит в состав интегрированной
инерциально-астро-спутниковой (ГЛОНАСС+GPS)
системы навигации и ориентации, которая
является универсальным
«программно-аппаратным ядром» систем
управления перспективных ракет-носителей
и разгонных блоков, а также пилотируемых
космических комплексов (ПКК).
48
Глава 1
Прецизионным резервированный бос платформенный
инерциальным блок (БИБ) предназначен для работы
в составе информационно-измерительных
комплексов управления движением космических
аппаратов различного назначения
Бесплатформенная инерциальная навигационная система
(БИНС) предназначена для управления полетом
малогабаритных летательных аппаратов.
Возможно комплексирование БИНС
с аппаратурой спутниковой навигации.
Дальнейшим этапом развития интегрированных СУ для
перспективных средств выведения является создание нового
поколения инерциально-астро-спутниковых систем с исполь-
зованием бесплатформенных инерциальных блоков вместо
гиростабилизированных платформ. В настоящее время Центр
ведет разработку такой системы для блока кислородно-водо-
родного разгонного блока КВТК.
Разработка, изготовление и внедрение элек-
тронной компонентной базы в НПЦАП
Исторически в НПЦАП не используют импортную эле-
ментную базу при создании систем управления. Все разра-
ботки СУ проводились в тесной кооперации с предприятиями
электронной промышленности Советского Союза, а в настоя-
щее время Российской Федерации.
Предприятие с 1999 г. проектирует вычислительные
средства для систем управления, применяя принцип Fabless-
модели, когда в Центре производится только процесс раз-
работки технической документации на полузаказные БИС
на основе базовых матричных кристаллов, а производством
полузаказных интегральных микросхем занимаются про-
фильные предприятия «Ангстрем», «Микрон». При этом
применяются как собственные наработки, так и IP-блоки
сторонних организаций. Так, при активном участии специ-
алистов НПЦАП были разработаны радиационно-стойкие
интегральные микросхемы транзисторно-транзисторных се-
рий 106, 134, и 1533, инициирована разработка микросхем
49
ФГУП «НПЦАП»
КМОП-логики серий 564 и 1526. Использование элементной
базы отечественного производства всегда считалось одним
из главных условий разработки аппаратуры СУ.
Процесс создания и изготовления БИС на основе базовых
матричных кристаллах разбивается на две части.
1. Разработка и изготовление БМК. В каждом БМК име-
ется набор нескоммутированных ячеек. Изготовление таких
БМК производится по стандартной технологии массового
производства БИС. На основе БМК изготавливаются тесто-
вые микросхемы, которые подвергаются всем видам атте-
стационных испытаний. На БМК выпускаются групповые ТУ.
Таким образом, все наиболее дорогостоящие и длительные
процедуры проектирования, производства и аттестации БИС
выполняются на этапе создания БМК.
2. Разработка 1-2 верхних слоев металлизации кристалла
(определяется электрической схемой устройства) и нанесение
этих слоев на ранее изготовленные полузаказные БИС. Карта
заказа, по которой производится разработка и изготовление
полузаказных БИС, одновременно является и приложением к
групповым ТУ.
Аттестационных испытаний проводить не требуется.
Разработанные и внедренные в серийное производство
изделия «Ярс» системы управления, с учетом вышесказанной
идеологии, позволили решить извечные противоречия между
высокой степени интеграции БИС и низким объемом их про-
изводства при сохранении экономической рентабельности
(по сравнению с заказными БИС).
Во всех системах управления реализован единый, с точки
зрения реализации требований к СУ по радиационной стой-
кости, подход к выбору элементной базы. Такая элементная
база с минимальным значением бессбойной работы, как пра-
вило, удовлетворяет требованиям аппаратуры СУ для ракет-
носителей и разгонных блоков.
Впервые для систем управления баллистическими
ракетами был разработан резервированный бортовой
цифровой вычислительный комплекс на отечественных
радиационно стойких базовых матричных кристаллах.
Внедренные в серийное производство БЦВК для системы
управления «Ярс» по сравнению с БЦВК «Тополь» имеют
следующие характеристики:
-	быстродействие повышено в 8 раз;
-	мощность потребления снижена в 41 раз;
-	масса уменьшена в 5 раз;
-	объем оперативного запоминающего устройства увели-
чен в 8 раз;
-	объем постоянного запоминающего устройства увели-
чен в 4 раза;
-	интенсивность отказов уменьшена в 2,5 раза.
Использование БМК позволило значительно сократить
сроки и стоимость разработки, обеспечив определенную эко-
номическую заинтересованность предприятий электронной
промышленности по выпуску такого вида продукции, по-
скольку один тип БМК применяют десятки предприятий обо-
ронно-промышленного комплекса.
В настоящее время разработано и используются более
20 типов БИС на базе БМК серии 1537ХМ1, ХМ2 и ХМ2А
АО «Ангстрем» емкостью от 4500 до 18000 вентилей, а так-
же 120000 вентилей, выполненных в объемном кремнии и
1000000 вентилей производства АО «Микрон», выполненных
по технологии «кремний на изоляторе», обеспечивающих по-
вышенные уровни радиационной стойкости.
Помимо дальнейшего развития бортовых вычислитель-
ных средств (включая системы на кристалле), Центр прово-
дит на базе радиационно стойких БМК разработки аналого-
вых функциональных блоков, специфичных для аппаратуры
систем управления, разрабатываемых в НПЦАП. Для этих це-
лей в НПЦАП создан собственный дизайн-центр, оснащенный
современным оборудованием и программным обеспечением.
Производственный комплекс. Интегрированная
структура ФГУП «НПЦАП им. академика
НАЛилюгина». Производство систем
управления, командных приборов и
аппаратуры филиалами ФГУП «НПЦАП
им. академика НАЛилюгина - заводами
ПО «Корпус» и «Звезда», Сосенским
приборостроительным заводом
Когда весной 1963 г. коллектив НИИ-885 переехал на но-
вую территорию в Зюзино, НАПилюгин прекрасно понимал,
что для воплощения в жизнь новых разработок аппаратуры
систем управления для ракетно-космических комплексов не-
обходимо было иметь в первую очередь мощное, работоспо-
собное, экспериментальное производство, где на первых об-
разцах аппаратуры можно было бы отработать технические
замыслы, а также новые идеи разработчиков, конструкторов
и технологов.
Сегодня на производственном комплексе НПЦАП работа-
ют высококвалифицированные специалисты, способные во-
плотить в жизнь любую идею разработчика или конструкто-
ра. Это высочайшего класса слесари механосборочных работ,
монтажники, токари, фрезеровщики и представители многих
других специальностей.
Завод располагает разнообразным технологическим
оборудованием, станками
с числовым программным
управлением и автоматически-
ми многофункциональными
(токарно-фрезерными, фре-
зерно-расточными, токарно-
фрезерно-шлифовальными)
высокопроизводительными
обрабатывающими центрами
с современными многокоор-
динатными компьютеризиро-
ванными системами управле-
ния. Это позволяет создавать
качественный отработанный
надежный программно-мате-
матический продукт, что осо-
бенно важно для серийного
производства.
Сегодня производственный
комплекс НПЦАП совместно с
филиалами (Завод «Звезда»,
ПО «Корпус» и «СПЗ») обе-
ЕЛ.Межирицкий.
Герой Труда РФ.
С 2001 г. - генераль-
ный директор ФГУП
«НПЦАП им. академика
НАПилюгина». Д.т.н.
Академик РАКЦ. Лауреат
Государственных премий
СССР и РФ, премий
Правительства РФ
50
Глава 1
На новейших пятикоординатных обрабатывающих центрах
налажено производство сложнейших деталей десятков
наименований
спечивает весь технологический цикл (изготовление, сборку,
электромонтаж, регулировку и приемо-сдаточные испыта-
ния) и осуществляет следующие работы:
-	сборку и регулировку приборов точной механики;
-	сборку и регулировку электронных, электромеханиче-
ских и командно-коммутационных приборов и БЦВС;
-	изготовление приборов и сборку аппаратуры систем
управления;
-	производство широкого спектра механообрабатывае-
мых деталей для большинства узлов и приборов, а также раз-
личную оснастку.
Для различных ракетно-космических и боевых ракетных
комплексов изготавливаются:
-	прецизионные акселерометры, гравиметры и наклоно-
меры;
-	гироскопы с газодинамической опорой ротора;
-	датчики и преобразователи угловой информации, дат-
чики момента, прецизионные электродвигатели и электро-
вентиляторы;
-	гиростабилизированные платформы и высокоточные
гирокомпасы;
-	бесплатформенные инерциальные навигационные систе-
мы, в т. ч. бесплатформенные инерциальные блоки;
-	бортовые и наземные цифровые вычислительные ма-
шины;
-	аналого-цифровые преобразователи и адаптеры;
-	специализированные рабочие места для отработки про-
граммного обеспечения;
-	аппаратура управления исполнительными органами и
автоматикой летательных аппаратов;
-	приборные контейнеры для различных ракетно-косми-
ческих изделий.
В 2001 г. Правительство РФ приняло Федеральную це-
левую программу «Реформирование и развитие оборонно-
промышленного комплекса (2002-2006 гг.)». Федеральное
космическое агентство (с 2001 г. - Росавиакосмос) в рамках
выполнения государственного оборонного заказа и концеп-
ции реформирования ракетно-космической промышленности
предусматривает создание ряда крупных интегрированных
структур, как правило, во главе с головным разработчиком
финальных изделий ракетно-космической техники. При этом
предполагалось сохранить самостоятельность ключевых пред-
приятий второй кооперации, работающих в интересах не-
скольких «головников» и являющихся для них поставщиками
комплектующих изделий типа ракетных двигателей, систем
управления, специальной аппаратуры и оборудования и т. п.
Создание такой вертикально-интегрированной структуры
было вызвано прежде всего необходимостью решения про-
блем, связанных в первую очередь с выполнением гособорон-
заказа, а также снижением объемов и качества выпускаемой
продукции, сокращением инвестиций, снижением численно-
сти работающих и старением кадров, тяжелым финансовым
состоянием, спадом уровня научно-технических разработок,
неэффективностью использования государственной соб-
ственности, наличием маркетинговых проблем и др.
В ходе реализации этой программы для предотвращения
потери уникальных разработчиков и изготовителей третьей
кооперации (комплектующие приборы и агрегаты), в связи с
их неблагоприятным экономическим состоянием, появились
предложения об интеграции этих предприятий в составе или
во главе с финансово устойчивым головным разработчиком
второй кооперации. При этом предлагалась вертикально-ин-
тегрированная схема для предприятий, работающих по доку-
ментации головного разработчика.
По этой схеме в мае 2005 г. по предложению гене-
рального директора ФГУП «НПЦАП» Е.Л.Межирицкого
Межведомственная комиссия по реформированию и раз-
витию оборонно-промышленного комплекса приняла ре-
шение об интеграции производителей систем управления
ракетно-космической техники в состав Федерального на-
учно-производственного центра ФГУП «НПЦАП имени ака-
демика Н.А.Пилюгина» и присоединении к нему в качестве
филиалов ФГУП «Звезда» (г. Осташков Тверской области),
ФГУП «ПО «Корпус» (г. Саратов) и ФГУП «Сосенский при-
боростроительный завод» (Калужская область). Кроме
того, восстановить финансово-экономическое положение
ФГУП «Звезда» (градообразующее предприятие), ФГУП ПО
«Корпус» - основных поставщиков важнейших комплекту-
ющих элементов для ФГУП «НПЦАП» - можно было лишь
при условии ведения ими хозяйственной деятельности в
составе НПЦАП в качестве филиалов: за счет жесткой эко-
номии, оптимизации состава основных производственных
фондов, рационального распределения загрузки произ-
водства и уточнения цен на поставляемую интегрированной
структурой научно-техническую продукцию. В то же время
преследовалась и стратегическая цель интеграции - созда-
ние структуры, способной стать одной из ведущих мировых
приборостроительных фирм, предлагающей изделия ком-
плексов и систем управления ракетно-космической техники,
а также другую специальную продукцию, лучшую с точки
зрения технических, эксплуатационных, стоимостных харак-
теристик и их сервисного обслуживания.
Выбор Федерального государственного унитарного пред-
приятия в качестве организационно-правовой формы ин-
тегрированной структуры был вызван особым характером
работ, выполняемых в рамках Государственного оборонного
заказа, и принадлежности предприятия к организациям, от-
носящимся к федеральной собственности.
Указом Президента РФ № 804 от 26 июня 2007 г. и Ре-
шением Правительства РФ № 1066-Р от 17 августа 2007 г.
51
ФГУП «НПЦАП»
«О федеральном государственном
унитарном предприятии «Научно-
производственный центр автоматики
и приборостроения имени академика
НАПилюгина» создана интегриро-
ванная структура ФГУП «НПЦАП име-
ни академика НАПилюгина».
Филиал ФГУП «НПЦАП» - «Произ-
водственное объединение «Корпус»
Производственное объедине-
ние «Корпус» основано в 1934 г.
как Завод точной электромеханики.
В 1941 г. завод эвакуировался в г.
Саратов и получил наименование
«Завод № 205». В 1948 г. на заводе
началось освоение и производство
первых приборов для ракетно-кос-
мической техники. Это были чув-
ствительные элементы - гироблоки.
Именно с этой мастерской начался большой путь предпри-
ятия в ракетно-космической отрасли.
В 1951 г. предприятие приступило к производству и круп-
носерийной поставке комплектов гироприборов для первой
в Советском Союзе баллистической ракеты Р-1. В 1957 г. за-
вод № 205 участвовал в осуществлении космического проекта
СССР - пуске первого в истории Земли искусственного спутни-
ка. Для него сотрудники завода изготовили потенциометриче-
ские датчики и узлы.
В первый полет человека в космос 12 апреля 1961 г. ПО
«Корпус» также внесло свой вклад. Командные гироскопиче-
ские приборы, в изготовлении которых предприятие принима-
ло непосредственное участие, обеспечили старт корабля «Вос-
ток-1», его нахождение на околоземной орбите и приземление
в Саратовской области.
С 1963 по 1965 г. завод осваивал производство гироста-
билизированной платформы (стабилизатор курса и тангажа)
разработки НИИАП для ракеты-носителя «Протон-К». Эта ра-
кета с установленными на ней приборами саратовского пред-
приятия успешно эксплуатировалась до 2007 г.
В1970 г. по постановлению ЦК КПСС и Совета Министров
СССР на заводе № 205 началось строительство комплекса
№ 2, ориентированного на производство деталей и узлов из
бериллия для нужд советской гироскопической промышлен-
ности.
В 1973 г. начал работу цех обработки спецсплавов, ко-
торый тогда же посетил главный конструктор автономных
систем управления Николай Алексеевич Пилюгин. Осмотрев
новый цех в сопровождении директора завода Анатолия Кон-
стантиновича Ваницкого, Н.А.Пилюгин высоко оценил воз-
можности производства и потенциал сотрудников. После его
визита комплекс № 2 стал готовиться к серийному производ-
ству деталей и приборов, разрабатываемых в НИИАП.
Важный этап в истории предприятия - вхождение в
состав такой мощной организации, как Научно-произ-
водственный центр автоматики и приборостроения имени
академика Н.А.Пилюгина, являющегося одним из лидеров
ракетно-космической отрасли страны. За это время значи-
тельно обновился парк оборудования, прошло несколько
серьезных этапов реконструкции, вырос объем изготавли-
ваемой продукции. В составе интегрированной структуры
52
Глава 1
«Корпус» выпускает командные гироскопические приборы
для ракетно-космической техники в рамках Федеральной
космической программы, Гособоронзаказа и Федеральной
целевой программы «ГЛОНАСС». Приборы, изготовленные
на ПО «Корпус», установлены в ракетах «Протон-М», в ра-
кете-носителе нового поколения «Ангара» и других косми-
ческих аппаратах.
Наряду с основной тематикой Центра, филиал ФГУП
«НПЦАП» - «ПО «Корпус» принимает участие в таких кос-
мических проектах, как «Международная космическая стан-
ция», «Союз-ТМА», «Прогресс-М (М1)» и др.
ПО «Корпус» сегодня - это развитый производственный
комплекс, в котором есть и термическо-литейный цех, и метро-
логическая служба. Оснащение термического цеха позволяет
отливать изделия массой до 120 кг (из алюминиевых сплавов)
и проводить закалку при температуре до 1150 °C. Метроло-
гическая служба ПО «Корпус» располагает базой эталонных
измерений, насчитывающей более 250 единиц, и предлагает
услуги по поверке и ремонту средств измерений, проведению
периодической аттестации испытательного оборудования и
высокоточных производственных и арбитражных измерений.
Филиал ФГУП «НПЦАП» - «Завод «Звезда»
Филиал ФГУП «НПЦАП» - «Завод «Звезда» был соз-
дан в 1946 г. на острове Городомля (о. Селигер) как филиал
НИИ-88 для разработки систем и узлов ракетной техники. К ра-
боте предприятия были привлечены немецкие специалисты из
г. Пенемюнде. С1959 г. предприятие выпускает высокоточные
поплавковые гироскопические приборы для систем управле-
ния ракетно-космической техники. В 2008 г. в соответствии с
указом Президента РФ и решением Правительства РФ пред-
приятие включено в состав интегрированной структуры ФГУП
«НПЦАП» в качестве филиала.
Филиал ФГУП «НПЦАП» - «Завод «Звезда» - уникальный
комплекс, который состоит из научно-исследовательских
подразделений, опытного и серийного производств, имею-
щих своей целью изготовление особо прецизионных поплав-
ковых гироскопических приборов к системам управления для
боевой и ракетной техники и ракетно-космического назна-
чения. Предприятие выпускает двухстепенные поплавковые
интегрирующие гироблоки, динамически настраиваемые ги-
роскопы, акселерометры маятникового типа.
Филиал ФГУП «НПЦАП» - «Сосенский приборостроитель-
ный завод»
В настоящие время филиал ФГУП «НПЦАП» - «Сосенский
приборостроительный завод» является одним из ведущих в
России серийных изготовителей командных приборов си-
стем управления ракетно-космической техники, электротех-
нических изделий и изделий электронной техники, а также
центром специализированных научно-исследовательских
разработок.
В 1991 г. Сосенский приборостроительный завод стал
самостоятельным предприятием. К этому времени осно-
вано серийное производство бортовых систем управления
для ракетных комплексов «Тополь», «Пионер-3»,
разгонного блока «Д» для ракетно-космического
комплекса «Протон-К». Выпускались приборы
для аппаратов по исследованию космоса «Марс»
и «Фобос». Было также развернуто производство
гражданской продукции: медицинских приборов,
датчиков для автомобильной промышленности и
торгового оборудования. В 1996 г. начато освое-
ние производства для новых образцов ракетно-
космической техники.
В 2008 г. в соответствии с указом Президента
РФ и решением Правительства РФ предприятие
включено в состав интегрированной структуры
ФГУП «НПЦАП» в качестве филиала. Филиал
ФГУП «НПЦАП» - «Сосенский приборострои-
тельный завод» - современное предприятие,
53
ФГУП «НПЦАП»
Перспективы
Одним из основных и перспективных направ-
лений в работе Центра является создание лифто-
вых систем управления на базе разгонных блоков
«Фрегат» и ДМ-03. Введение «лифтированного
варианта» будет способствовать повышению
надежности, вероятности безотказной работы
системы управления, существенному снижению
затрат на создание комплекса, увеличению веса
выводимой полезной нагрузки.
Создание нового поколения интегрирован-
ных инерциально-астро-спутниковых систем
связано с использованием бесплатформенных
инерциальных блоков вместо гиростабилизиро-
ванных платформ. БИБ имеет меньшие габариты
и массу, обладает пониженным энергопотребле-
оснащенное под серийное производство аппаратуры си-
стем управления для ракетно-космической техники, имеет
сложившую кооперацию, уникальные стендовые испы-
тательные комплексы и квалифицированный персонал.
Основной продукцией предприятия являются приборы и
комплект кабелей для бортовой и наземной аппаратуры
системы управления ракетных комплексов стационар-
ного и подвижного базирования; а также для разгонных
блоков и ракет-носителей. Для космических кораблей
«Прогресс-М» и «Союз» филиал изготавливает автомати-
зированные испытательные системы для испытательных
стендов, технических и стартовых комплексов.
нием и менее затратен в изготовлении, при этом сохраняются
высокие точностные характеристики прибора.
Одно из ключевых направлений развития СУ для средств
выведения связано с внедрением в них аппаратуры спутни-
ковой навигации с использованием навигационной системы
ГЛОНАСС. Функционирование интегрированной системы ба-
зируется на инновационной информационно-страховочной
технологии, обеспечивающей высокое качество навигацион-
ных данных, поступающих в контур наведения.
Применение таких систем позволяет существенно
поднять конечную точность, повысить надежность и рас-
ширить спектр применяемых схем выведения, а также по-
высить экономическую эффективность и конкурентную
способность.
Следующий этап повышения точности и надежности раз-
рабатываемых систем - разработка интеллектуальных систем
управления, которые будут способны в экстремальных си-
туациях самостоятельно определять нерасчетное изменение
внешних параметров, выявлять сбойный участок аппаратуры
и перестраивать свою структуру с целью адаптации под новые
сложившиеся условия. Построение таких систем потребует
создания мощного вычислительного ядра, совершенствования
существующих и разработки новых инерциальных и других
датчиков на различных физических принципах, существенно-
го расширения возможностей коммутационной аппаратуры и,
конечно, разработки алгоритмов распознавания и идентифи-
кации возмущения.
Уже сегодня поставлена задача существенного расшире-
ния в области применения систем управления и аппаратуры
разработки НПЦАП, в первую очередь за счет использования
их в тактическом вооружении, авиации и ряде других отраслей
народного хозяйства. Реализация поставленных задач требу-
ет нового подхода к построению структурной схемы систем
управления: перехода на новую перспективную элементную
базу, удешевления аппаратуры, повышения требований по на-
дежности системы управления.
С учетом повышенной конкуренции на рынке космических
услуг намечается глубокая модернизация разгонных блоков
ДМ-03 и «Фрегат», новая разработка разгонного блока КВТК с
использованием кислородно-водородного двигателя. И, нако-
нец, в систему управления закладывается использование БЦВМ
54
Глава 1
третьего поколения (БИ-07), замена электромеханических эле-
ментов на модули, выполненные на микросхемах, переход в
бортовой кабельной сети от структуры «сигнал - провод» на
современные цифровые интерфейсы. Предполагается исполь-
зовать новые конструктивные элементы и прогрессивную тех-
нологию изготовления аппаратуры, что позволит не только по-
высить качество и надежность аппаратуры системы управления,
но и снизить стоимость аппаратуры на 10-12 % и увеличить вес
выводимой полезной нагрузки.
Продолжится создание систем управления для семейства
РКК «Ангара»:
-	проект «Амур» - адаптация «Ангары» для пусков с кос-
модрома Восточный;
-	доработка системы управления в двухступенчатый ва-
риант для запуска пилотируемого корабля;
-	разработка СУ для «Ангары-5В», где третья ступень
носителя будет кислородно-водородной, что позволит повы-
сить грузоподъемность на 10 т.
Выполнение этих грандиозных задач позволит предпри-
ятию обеспечить долгосрочную конкурентоспособность на
мировом рынке космической продукции и услуг при безус-
ловном выполнении всех задач в области космической дея-
тельности.
Заключение
В результате деятельности, начатой Николаем Алексее-
вичем Пилюгиным в 1946 г., родилась научно-техническая
«школа Пилюгина». Ее цель - создание автоматических,
автономных, высокоточных и надежных систем управления
летательными аппаратами.
В процессе создания СУ представителями этой школы -
учеными, инженерами и рабочими - были разработаны новые
методы проектирования, автономной и комплексной отработ-
ки приборов и программного обеспечения. Для школы Пилю-
2.	Теория управления движением летательных аппаратов,
вт. ч.:
-	методы анализа и синтеза сложных динамических си-
стем с учетом результатов летно-конструкторских испытаний;
-	методы стабилизации неустойчивых летательных ап-
паратов с учетом изгибных колебаний корпуса и колебаний
жидкостей;
-	принципы управления по «жестким» в пространстве и
во времени траекториям;
-	терминальный метод наведения с прямым прогнозом
координат точки выведения (или падения);
-	методы динамического моделирования с использовани-
ем реальной аппаратуры и математического моделирования.
3.	Высокоточные гироскопические приборы и системы,
а также новые методы предстартовой калибровки и азиму-
тального наведения гироприборами, с точностью до долей
секунд.
4.	Вычислительные системы повышенной надежности
для бортовой и наземной аппаратуры СУ.
5.	Интегрированные системы управления с аппаратурой
спутниковой навигации.
6.	Системный подход к обеспечению надежности на всех
стадиях создания системы управления.
Структура, созданная Н.А.Пилюгиным, превратилась
в мощную организацию с теоретическими, приборными,
конструкторскими, технологическими, комплексными
подразделениями и развитым производством. За эти годы
коллектив НПЦАП разработал более 80 систем управле-
ния для различных ракетных комплексов и космических
аппаратов, которые создавались в коллективах главных
конструкторов С.П.Королева, М.К.Янгеля, А.Д.Надирадзе,
В.Н.Челомея.
За создание ракетно-космических комплексов предпри-
ятие, носящее сегодня имя академика Н.А.Пилюгина, было
награждено орденами Ленина и Октябрьской Революции.
гина характерна высокая ответственность за надежность и
точностные характеристики при создании систем управления.
В школе Пилюгина коллективизм в научной, исследователь-
ской и конструкторской деятельности был совершенно необ-
ходимым средством достижения практических результатов.
Высокое чувство личной ответственности главного конструк-
тора передавалось не только его ближайшим соратникам, но
прививалась всему коллективу.
Главный конструктор Николай Алексеевич Пилюгин оста-
вил богатое творческое наследие:
1.	Научные и технические основы единого комплекса
систем управления ракетно-космическими комплексами
в виде бортовой и испытательно-пусковой аппаратуры.
55
ГЛАВА 2
^.Ммкрин, КС.Сслсялюш,
Т.М.Сдмшпо&,
П.Ъ.Орловский, Ъ.15.Путая,
С.Д.Са&ъеяяа
ПАО «РКК «Энергия»
Системы управления пилотируемых
космических кораблей, комплексов и
автоматических космических аппаратов,
приборы и бортовое оборудование
Системы управления для первых искусственных
спутников Земли и первого в мире
пилотируемого корабля «Восток». 1954-1961 гг.
К первым управляемым космическим аппаратам отно-
сятся беспилотный объект «Луна-3», сфотографировавший в
1959 г. обратную сторону Луны, и космический корабль «Вос-
ток», на котором в 1961 г. летчик-космонавт ЮАГагарин со-
вершил первый орбитальный полет.
Системы ориентации первых космических объектов об-
ладали ограниченными функциями и кратковременным дей-
ствием; в настоящее время они представляют собой, скорее,
исторический интерес. Заслуживает, однако, внимания тот
факт, что эти системы не имели никаких прототипов ни в
нашей стране, ни за рубежом. Их создание, с учетом резко
выраженной специфики работы в условиях космического
пространства, явилось по этой причине сложной принципи-
альной и технической задачей.
Система, представленная на рисунке, состоит из фотоэ-
лектронного солнечного датчика 1, трех двухстепенных гиро-
скопов 2, 3 и 4, реагирующих на проекции угловой скорости
корабля бЦ логического устройства 5 и исполнительных ор-
ганов 6 - малых реактивных двигателей ориентации, работа-
ПАО «РКК «Энергия»
ющих на сжатом азоте. Датчик Солнца реагирует на повороты
корабля (относительно направления на Солнце) вокруг осей
Оу и Oz.
Наиболее простым является управление поворота-
ми вокруг оси Ох. Оно сводится лишь к демпфированию
угловой скорости сох корабля. Стабилизация по осям Оу и
Oz осуществляется на основе сравнения сигналов датчика
56
Глава 2
Ч““> X*'
Блок-схема релейно-импульсной системы управления корабля «Восток»
Солнца и соответствующих датчиков угловых скоростей
в логическом устройстве 5. В логическом устройстве си-
стемы ориентации наряду с элементами, сравнивающими
сигналы управления, поступающие с датчиков, имеется ге-
нератор импульсов, вырабатывающий сигнал постоянной
частоты.
Опыт успешных полетов кораблей серии «Восток» и
«Восход» подтвердил возможность получения требуемых
точностей ориентации при использовании описанной систе-
мы. Разработка систем управления для первых космических
аппаратов, к числу которых относится система, описанная
выше, потребовала создания нестандартных инженерных ме-
тодов анализа их динамики. Эти методы, получившие разви-
тие в процессе последующих разработок, в настоящее время
являются общепринятыми.
Аналоговые системы прямого управления
с импульсной линеаризацией
Следующим шагом в развитии систем управления беспи-
лотных аппаратов и пилотируемых кораблей стало создание
аналоговых систем прямого управления с широтно-импульс-
ной модуляцией. К системам этого типа относятся системы
управления космических аппаратов «Зенит», «Зенит-2»,
«Марс», «Венера», «Прогресс», корабля «Союз» и станции
«Салют». Все перечисленные системы использовали в ка-
честве исполнительных органов реактивные двигатели ори-
ентации. Включение двигателей осуществлялось в соответ-
ствии с аналоговым управляющим сигналом, являющимся
комбинацией сигналов датчика углового отклонения и датчи-
ка угловой скорости.
Блок-схема аналоговых систем прямого управления с широтно-импульсной модуляцией
57
ПАО «РКК «Энергия»
Закон импульсной линеаризации обеспечивает увеличе-
ние длительности импульсов т и коэффициента заполнения
т/Т с ростом управляющего сигнала.
При снижении сигнала до некоторого порогового значе-
ния на выходе импульсного преобразователя формируется
минимальный по времени сигнал, на который способен ре-
агировать двигатель ориентации. Пороговые значения выби-
раются из условия минимизации расхода топлива.
Развитие принципа прямого регулирования с импульсной
линеаризацией позволило осуществить управление широ-
ким классом космических аппаратов и в течение 20 лет этот
принцип был основным в разработках систем управления НПО
«Энергия». Кульминации своего развития подобные системы
достигли при создании орбитальной станции «Салют» в соста-
ве орбитального комплекса «Союз» - «Салют» - «Прогресс».
В разработке проблем управления орбитальным ком-
плексом одной из важнейших задач было обеспечение высо-
кого качества процессов ориентации и стабилизации с учетом
упругости конструкций на всех этапах полета, т. е. независи-
мо от состава комплекса, перераспределения грузов и топли-
ва и т. п.
Программой полета предусмотрено функционирование
орбитального комплекса в четырех вариантах компоновки.
Вариации распределения масс комплекса на различных эта-
пах полета приводят к следующим изменениям характери-
стик объекта управления. Моменты инерции / вокруг про-
дольной оси Ох изменяются в 1,3 раза, а вокруг поперечных
осей (/ и lzz) - в 8 раз. Перемещение центра масс по про-
дольной оси достигает 5 м. Соответственно меняются плечи
тяг реактивных двигателей систем исполнительных органов:
для системы управления орбитальной станцией «Салют-6» -
в 3,3 раза, а для систем управления транспортными кора-
блями - в 3-8 раз. Основная характеристика экономичности
управления комплексом - затраты топлива Лб, необходимые
для изменения скорости вращения на 1 градус в секунду, -
изменяется в 7 раз при работе системы ориентации орбиталь-
ной станции и в 10-15 раз при работе системы ориентации
транспортных кораблей. Сложность управления комплексом
в значительной степени усугубляется высокой плотностью
тонов собственных упругих колебаний.
Для демпфирования упругих колебаний в цепь управления
по сигналам датчика угловой скорости введен среднечастот-
ный 0,5-15 Гц корректирующий фильтр четвертого порядка.
Принцип широтно-импульсной модуляции, положенный
в основу систем прямого управления, с равным успехом был
перенесен на двухконтурные системы, управляемые от кор-
ректируемой модели.
Аналоговые и дискретные системы управления,
использующие простейшие бескарданные
инерциальные системы
Прямой метод управления, положенный в основу целой
серии систем управления, обладал рядом существенных не-
достатков. К их числу можно отнести:
-	чувствительность к шумам, к кратковременному попа-
данию в поле зрения датчиков «посторонних» предметов, к
динамической нестабильности датчиков;
-	высокие требования к линейности характеристик датчи-
ков угла;
-	сложности при многократных переходах от одного бази-
са к другому из-за отсутствия «памяти»;
-	невозможность постоянного поддержания ориентации
на затеняемых орбитах (заходящие звезды, Солнце).
Выходом из создавшегося положения был отказ от прямо-
го управления исполнительными органами и введение в состав
систем управления гироскопической системы, корректируе-
мой от источников внешней информации и строящей на борту
космического аппарата заданную опорную систему координат.
Повышенный вес, свойственный сложным гироскопиче-
ским системам, заставил, однако, отказаться от использова-
ния карданова подвеса и перейти к построению «рассыпных»
(бескарданных) инерциальных систем. Такое решение, несо-
мненно, содержало в себе некоторый элемент технического
риска из-за отсутствия сколько-нибудь достаточного опыта
эксплуатации бескарданных гироскопических систем. Реше-
ние было принято на основании следующих соображений:
-	большая длительность процессов управления, допусти-
мая для космических объектов, снижала трудности, связан-
ные с присутствием высокочастотных составляющих в спек-
тре угловой скорости основания, и позволяла надеяться на
достижение высокой точности проектируемых БИНС;
-	отсутствие рамочного подвеса (главное преимущество
БИНС) имело особое значение именно для космических объек-
тов, управление которыми требует выполнения неограничен-
ных угловых маневров (например, при смене опорной системы
координат, при смене объектов наблюдения на Земле или на
небесной сфере и т. д.).
Впервые упрощенный, некорректируемый вариант БИНС
был использован на корабле «Союз Т». Некорректируемая
БИНС входила в состав основной системы управления при ре-
ализации программы «Союз - Аполлон». Аналогичная БИНС
использовалась в одной из двух систем управления, установ-
ленных на кораблях «Союз Т» и «Союз ТМ».
В системе управления грузовыми кораблями «Прогресс»
применен корректируемый БИНС. Коррекция осуществляется
по сигналам ионного датчика, реагирующего на ошибки ори-
ентации корабля в плоскостях курса и тангажа. Фильтрующие
свойства БИНС, как и ожидалось, повысили точность ориен-
тации корабля по вектору его относительной скорости. Одно-
временно с этим «запоминание ориентации», свойственное
БИНС, позволило отключать ионный датчик при появлении
особо сильной помехи.
Другой модификацией системы управления, содержащей
в своем составе корректируемую БИНС, стала автоматиче-
ская система управления «Каскад», установленная на стан-
циях «Салют 7». Отличительной особенностью системы «Ка-
скад» является отказ от принципа импульсной линеаризации
при управлении СИО и замена его дискретным (пороговым)
способом управления, что оказалось легко осуществимым
именно благодаря наличию БИНС.
Пороговый метод управления СИО значительно повысил
экономичность системы и сделал возможным непрерывное
поддержание ориентации станции в течение длительного
времени. Для орбитального базиса это время составило не-
сколько месяцев.
58
Глава 2
Цифровые двухконтурные системы управления на осно-
ве корректируемых БИНС
Следующим крупным (качественным) этапом в развитии
систем управления стало создание БИНС, основанных на ис-
пользовании бортовой цифровой вычислительной машины.
Помимо полного отсутствия ограничений, налагаемых на
угловые маневры управляемого объекта, другими достоин-
ствами цифровых БИНС являются:
-	возможность и удобство сопряжения систем с датчика-
ми внешней информации разного типа;
59
ПАО «РКК «Энергия»
-	возможность одновременной работы с избыточным чис-
лом датчиков внешней информации и с избыточным числом
инерциальных (гироскопических) датчиков;
-	рациональное использование (путем математической
обработки) избыточной информации с целью повышения
точности и надежности системы;
-	построение и удержание в памяти одновременно не-
скольких координатных базисов (связанных с Землей, Солн-
цем, заданными участками небесной сферы, с другими кос-
мическими аппаратами и т. п.);
-	выполнение сложных программ, требующих последо-
вательной ориентации космического аппарата в различных
системах координат.
Следовало учитывать также перспективы развития си-
стем, включающих цифровые БИНС, поскольку с привле-
чением соответствующих источников внешней информа-
ции они позволяют решать, помимо ориентации, и такие
задачи, как автономная навигация на орбите, управление
маневром и коррекцией орбиты, управление сближением
и, наконец, спуск с орбиты и управление движением в
атмосфере Земли. Иначе говоря, цифровая БИНС, снаб-
женная вычислительными средствами достаточной мощ-
ности, позволяет построить на своей основе комплексную
систему, решающую все задачи по навигации и управле-
нию движением.
Впервые цифровая двухконтурная система управления на
основе корректируемой БИНС была разработана для корабля
«Союз Т».
БИНС построена на датчиках угловых скоростей с выходом
в унитарном коде. Малые приращения квазикоординат нака-
пливаются на входных счетчиках БЦВМ. Интегрирование пол-
ных кинематических уравнений осуществляется в БЦВМ в ква-
тернионах модифицированным методом Эйлера с коррекцией
нормы. Одновременно строится до 6 базисов с возможностью
работы динамического контура относительно любого из них.
БИНС, корректируемая от датчиков углового положения,
образует первый (кинематический) контур, т. е. модель состо-
яния объекта. Второй контур - контур стабилизации - управ-
ляет положением объекта относительно этой модели. Широт-
но-импульсная модуляция команд на исполнительные органы
реализована в БЦВМ.
Современные бескарданные системы управления строят-
ся с включением в схему управления адаптивного фильтра
угловой скорости, например, для подавления упругих колеба-
ний конструкции космических аппаратов.
Автоматические системы сближения и причаливания
Автоматическая стыковка в космосе была осуществле-
на впервые в мире советскими искусственными спутниками
Земли «Космос-186» и «Космос-188» (беспилотные корабли
«Союз») 1 ноября 1967 г. При разработке системы управле-
ния сближением важнейшей задачей является минимизация
расхода топлива всеми двигателями, участвующими в этом
процессе.
Оптимальные с этой точки зрения алгоритмы сближения
сложны, поскольку при их реализации необходимо, так или
иначе, оперировать одновременно с тремя координатными
базисами.
Реализация оптимальных алгоритмов сближения тре-
бовала поэтому мощных вычислительных средств, которые
при создании первой системы управления сближением от-
сутствовали. В связи с этим для кораблей «Союз» был пред-
ложен и разработан метод сближения, при котором угловая
скорость линии центров Q поддерживалась в определенных
пределах, а скорость сближения изменялась по заданному
закону. Такой метод условно назван методом пропорцио-
АСН~1
Акселерометр,
АСН-К
ЕКТС U* ЕКТС А
Подгонка, расчет текущих
орбитальных параметров МКС
Расчет текущего относительного
движения	—|
Динамический фильтр сближения |
Навигационный блок программ
_________сближения_________
Подгонка, расчет текущих
орбитальных параметров корабля
движения
коррекция орбитальных
параметров корабля
КурсП
г КурсА
Расчстное прираш<нмч.
Диепе гчсрскис и
логико-временные
программы
Программы
диагностики и выхода
из нештатных ситуаций
Программы ручного
управления
ВВС корабля
^а
Ял»? V'n
Блок управления движением
_______центра масс корабля_______
Управление «быстрой» стыковкой
_______уО>1000км_________________
Управление на дальнем участке
(1000>/СЕ>0,4км) по методам
свободных фискгори! I
Управление на ближнем участке
(Д>0,4км) методом параллельного
с^игкения
Фазирующие импутьсы
Импудьш...
Д^КОР
Д^КОР
Облет, зависание, причаливание
%),
Построение базиса ЛСК
Блок управления КДУ
Программы включения
СКДиДПО
Управление РМСКД
Программы включения
управления приборами
_ Динамический контур
ориентации
Кинематический
контур ориентации
ОСК ИСК
.......+.......
БИНС
а)
А
А
МКС ‘
»
60
Глава 2
нального сближения. Для реализации метода на активном
корабле потребовалась информация о дальности р между
кораблями, радиальной скорости сближения р и об угловой
скорости линии центров, точнее, о двух ее компонентах:^
и СО
Учитывая конструктивные особенности кораблей, огра-
ничения на величины тяг большого и малых двигателей и
необходимость определенного взаимного положения кора-
блей перед стыковкой, весь процесс автоматического сбли-
жения был разбит на два участка: участок дальнего сближе-
ния (23 км - 400 м) и участок причаливания (от 400 м до 0).
Разработанный метод и математическое моделирование
процесса сближения позволили определить состав измеря-
емых параметров, предъявить требования к чувствительным
элементам и исполнительным органам и выбрать их харак-
теристики.
В целом удалось создать систему, умеренную по требо-
ваниям к точности измерения параметров относительного
движения.
Первая система управления сближением успешно экс-
плуатировалась на кораблях «Союз» и «Прогресс» на протя-
жении 20 лет. С ее помощью было осуществлено 65 стыковок
в космосе. Вместе с тем недостаточная экономичность, боль-
шое число запусков двигательной установки на участке сбли-
жения, трудности сопряжения законов управления дальнего
участка наведения с участком причаливания и другие недо-
статки, свойственные этой системе, послужили стимулом для
последующих работ.
Предпосылками для создания новой системы послужили
разработки бортовых цифровых машин и высокочувстви-
тельных датчиков угловой скорости, на базе которых была
построена бескарданная инерциальная система. Впервые но-
вая система сближения была использована на космическом
корабле «Союз Т».
Принципиальное отличие системы управления сбли-
жением автоматического корабля «Союз Т» от описанной
выше - это переход от прямого управления движением по
данным измерений к управлению на основе корректируе-
мой от измерений модели движения корабля, реализован-
ной в БЦВМ.
При решении задачи синтеза управления сближением
наиболее приемлемым в реализации оказалось разделение
общей задачи на задачу оптимальной оценки вектора состо-
яния и на задачу оптимального детерминированного управ-
ления на основе полученных оценок. Применение принципа
разделения, отвечающего требованиям структурной просто-
ты системы управления, привело к разбиению алгоритма на
ряд процедур, выполняемых отдельными блоками. Вначале,
когда расстояние между КА составляет сотни или даже тыся-
чи километров, управление осуществляется методом свобод-
ных траекторий. На втором этапе управление производится
по информации об относительном движении КА, получаемой
с помощью бортовых измерительных средств.
Для уточнения вектора состояния активного корабля в си-
стеме управления синтезирован динамический фильтр Льюин-
бергера. Система обеспечивает устойчивость процесса филь-
трации, защиту алгоритма оценивания от помех и контроль
достоверности получаемых оценок.
Представляет интерес сравнительный анализ характе-
ристик систем управления сближением кораблей «Союз Т»
и «Прогресс». Затраты топлива на операцию автономного
сближения при использовании корабля «Союз Т» уменьше-
ны в 2,5 раза по сравнению с кораблем «Прогресс», а число
коррекций сокращено в 3,5 раза. Разброс момента времени
перехода к причаливанию приблизительно одинаков.
Как уже упоминалось выше, процесс причаливания на
первых кораблях начинался с дальности 400 м (на совре-
менных - с 200 м) и строился по методу пропорционального
сближения, движение активного корабля осуществлялось с
помощью сравнительно маломощных («координатных») дви-
гателей и являлось практически поступательным, что и обе-
спечивало совмещение стыковочных узлов.
Структура системы управления транспортного
пилотируемого корабля «Буран»
Система управления транспортного пилотируемого кора-
бля предназначена для управления движением, ориентацией
и навигацией ТПК, а также для реализации командно-про-
граммного управления всеми его бортовыми системами,
реактивными двигателями и агрегатами. Кроме того, СУ ТПК
обеспечивает проведение всех видов наземных испытаний
ТПК, контроль и диагностику технического состояния БС,
учет и прогнозирование количества топлива, двухсторонний
обмен с ЦУПом, преобразование и распределение электроэ-
нергии, формирование и подготовку аналоговой, дискретной
и цифровой информации и передачу ее в систему телеизме-
рений и другие операции управления.
СУ ТПК уникальна, т. к. в ней впервые в отечественной
технике реализованы такие требования:
-	автоматическое, директорное и ручное управление
движением, в т. ч. автоматическая посадка на аэродромную
взлетно-посадочную полосу;
-	повышенная надежность и безотказность для сохране-
ния работоспособности при двух отказах в каждом незави-
симом узле;
-	возможность изменения в целом или частично програм-
мы полета по решению экипажа или ЦУП.
Функционально СУ ТПК действует на всех участках подго-
товки и полета ТПК: предстартовой подготовке и старте, вы-
ведении на ракете-носителе «Энергия», доразгоне до первой
космической скорости, в различных режимах орбитального
полета, при сближении и стыковке (как в активном, так и
пассивном режиме), при работах манипуляторов и на этапах
возращения на Землю - подготовке и сходе с орбиты, полете
на внеатмосферном участке, полете в атмосфере, посадке,
пробеге по ВПП и торможении.
СУ ТПК обеспечивает управление кораблем при возник-
новении нештатных ситуаций в режимах маневра возврата и
выведения на нештатную орбиту, в режиме восстановления
вычислительного процесса и ориентации ТПК, при полете по
одновитковой траектории.
Структурная схема СУ представляет собой совокупность
отдельных подсистем, контейнеров и приборов, объединенных
в независимые функциональные тракты, решающие опреде-
ленную функциональную задачу в соответствии с ее логикой.
61
ПАО «РКК «Энергия»
Структурная схема СУ ТПК «Буран»
Табл. 1
Укрупненная структурная схема СУ ТПК
№ п/п	Шифр	Наименование	Функциональное назначение	Резервирование
1	БЦВК	Бортовой цифровой вы- числительный комплекс	В составе двух вычислительных систем: центральной и периферийной, - каждая со своими преобразователями абонентов	4 4
2	ПВУ	Программно-временное устройство	Создает тактовую сетку и обеспечивает син- хронизацию всех цифровых вычислительных систем ТПК	5
3	НМЛ	Накопитель на магнитной ленте	Внешняя память для БЦВС, обеспечивает хранение и перезагрузки математических программ. В каждом НМЛ запись троирована	3
4	КРС	Концентратор радио- систем	Специализированные цифровые вычислители, ориентированные на передачу информации от отдельных бортовых систем в БЦВК или бортовую телеметрическую систему БИТС	3
5	кскд	Концентратор системы контроля и диагностики		2
6	ктм	Концентратор телеметрии		2
62
Глава 2
№ п/п	Шифр	Наименование	Функциональное назначение	Резервирование
7	вм БИ-2	Вычислительная машина типа «Бисер-2»	Автономная ВМ для обработки информации и управления ЗСП	3
8	ПА	Преобразователь абонента	Обеспечивает информационно-командную связь со своей вычислительной системой (ЦВС или ПВС) конкретного абонента (или группы абонентов). Выходная схема ПА сопряжена со схемой абонента, им управля- емого	3
9	ГСП	Гиростабилизированная платформа	4-рамочная гироплатформа, формирует информацию об инерционных ускорениях и ориентации корпуса ТПК относительно инерциального пространства	3
10	ЖАКС	«Жестко» установленный по оси У(Z) на корпусе ТПК акселерометр	Измеряет негравитационные ускорения. Установлены в двух сечениях. Их оси чувствительности образуют ортогональную триаду, их информация пересчитывается к центру массы ТПК	3
11	ДУС	Датчик угловых ускоре- ний, установлен по оси X (У, Z)	Установлены в «узлах» гармонических колебаний корпуса ТПК. Измеренные ими угловые скорости используются при опреде- лении ориентации ТПК в пространстве	3
12	зсп	Звездно-солнечный при- бор	Оптико-электронный прибор, конструктивно связанный с ГСП, определяет вектор на- правления на выбранное светило. Исполь- зуется для коррекции информации ГСП при длительном полете	3
13	РВВ	Радиовысотомер-верти- каль	Измеряет высоту и ориентацию связанной с ТПК системы координат относительно местной вертикали. Информация РВВ ис- пользуется для коррекции ГСП и в целях автономной навигации. Надежно работает над водной поверхностью	2
14	ПРЗС	Прибор регистрации вос- хода и захода солнца	Регистрирует момент входа ТПК в тень Зем- ли и выхода из нее. Информация использу- ется для коррекции ГСП и для автономной навигации при коррекции текущего вектора состояния	1
15	АСН	Аппаратура спутниковой навигации	Радиотехническая навигационная система «Ураган», работающая по информации от навигационных спутников	2
16	пмв	Построитель местной вертикали	Инфракрасный оптоэлектронный прибор. Функционально аналогичен РВВ. Имеет широкие секторы сканирования - до 45°	2
63
ПАО «РКК «Энергия»
№ п/п	Шифр	Наименование	Функциональное назначение	Резервирование
17	ниве	Навигационно-изме- рительная визуальная система	Оптические приборы для использования космонавтами в целях измерения параме- тров орбитального движения ТПК и отно- сительного его движения при сближении с другими КА	1
18	вдк	Визир-дальномер космо- навта		1
19	сви	Система взаимных из- мерений	Используется при сближения и стыковки с другими КА. Действует в активном или пассивном режиме. Радиотехническая и лазерная аппаратура передает в СУД такие параметры относительного движения, как дальность, скорость и пеленгационные углы «цели»	1
20	сои- ОУ	Система отображения информации и органов управления	Установлена на рабочих местах космонавтов. На рабочем месте РМ-4 находятся ручки управления движением ТПК в орбитальном полете и стыковке	1
21	РСНП	Радиосистема навигации и посадки	Системы обеспечивают точной навигационной информацией СУ на этапах спуска (с высот не более 50 км) и посадки вплоть до касания, пробега и остановки ТПК на ВПП. Радиотехнические системы взаимодействуют с наземными радиомаяками, расположенными вблизи и на ВПП	4
22	РДС	Радиодальномерная система		3
23	РСБН	Радиосистема ближней навигации		2
24	РВБ	Радиовысотомер больших высот		2
25	РВМ	Радиовысотомер малых высот		3
26	РМС	Радиомаячная система высот		3
27	свеп	Аэротехническая система высотно-скоростных папаметров		3
28	РМи идос	Рулевая машина и индукционный датчик обратной связи	Исполнительная система для отклонения сопел двигателей орбитального маневрирования ДОМ-1 и ДОМ-2 в плоскости Т (Р)	3
29	УД. до	Управляющие двигатели и двигатели ориентации	Жестко закрепленные двигатели различной тяги управляются импульсными командами от БЦВК, совместно с отклонением сопел ДОМов обеспечивают управление на всех внеатмосферных участках полета	По12УДи4ДО на левом и правом хвостовых блоках. В носовом блоке - 11 УД
30	БУК	Блок управления и контроля	7 БУКов по командам от БЦВМ обеспечивают на атмосферных участках полета нужные отклонения аэродинамических органов управления (элевонов, руля направления, воздушного тормоза и балансировочного щитка)	3
64
Глава 2
№ п/п	Шифр	Наименование	Функциональное назначение	Резервирование
31	ДШ	Дешифратор команд управления	Получая от БЦВК программно-временные команды, прибор дешифрует их, усиливает и по сопряженной с исполнительным элементом схеме передает в БС. В составе СУ ТПК - 17 ДШ, которые управляют 52 БС, передавая им 5000 команд	3
32	СК	Силовой коммутатор	Электромагнитное устройство по кодовым командам от БЦВК обеспечивает программно- временное включение-отключение электропитания на приборы СУ и БС, участвующие в управлении ТПК.	3
33	псс	Прибор сбора сообщений	В приборе собирается, предварительно обрабатывается и преобразуется информация о техническом состоянии БС и агрегатов ТПК. Информация передается в КСКД, оттуда - в БЦВК	
Пункты таблицы 1-8 охватывают аппаратуру бортовой цифровой вычислительной системы, которая имеет также
информационные связи с вычислительным комплексом СОИ-ОУ и наземной вычислительной системой. Пункты 9—11 -
основной комплекс командных приборов, действующих на всех этапах полета от ПСП до торможения на ВПП. Пункты
12-20 - измерительные приборы и системы, информация с которых используется на орбитальных участках полета. В этой
группе надежность обеспечивается применением аппаратуры, действующей на различных физических принципах и дающей
аналогичную информацию. В пунктах 21-27 перечислены системы, обеспечивающие информацию о движении ТПК на
участках спуска и посадки. Исполнительные органы, обеспечивающие управление движением ТПК, приведены в пунктах
28-30. Аппаратура, обеспечивающая командно-программное управление, распределение электропитания, а также контроль
и диагностику БС, - в пунктах 31-33
ФТ включают в себя аппаратуру других систем, агрегаты и
элементы автоматики, участвующие в обеспечении функцио-
нальной задачи. ФТ подразделяются на тракты, обеспечиваю-
щие управление движением ТПК ФТ СУД и ФТ участвующие в
командно-программном управлении БС - ФТ СУБС.
Все ФТ объединяются и обслуживаются ФТ общего поль-
зования: вычислительных систем, внешней памяти, единого
времени, контроля и диагностики, распределения и коммута-
ции электропитания и бортовой кабельной сетью.
Бортовая аппаратура СУ ТПК на этапах наземных испыта-
ний, предпусковой подготовки и пуске связана интерфейсами
и командно-сигнальными линиями с наземным испытатель-
но-пусковым комплексом и, являясь объектом контроля, под-
вергается всесторонним проверкам, в т. ч. всех резервиро-
ванных схем и программного математического обеспечения.
СУБА орбитального комплекса «Мир»
Функционально-структурная схема СУБА орбитального
комплекса «Мир»
Верхний уровень в структуре СУБА ОК «Мир» представлен:
-	управляющим информационно-вычислительным ком-
плексом «Стек», функционирующим в дежурном режиме;
-	средствами отображения информации и ручного управ-
ления главного поста управления в составе центрального
пульта и дисплеев подсистемы отображения информации
СВЕТ-2-01;
-	набором специализированных пультов и панелей управ-
ления;
-	набором вспомогательных средств ручного управления
(ручных автоматов, щитков управления, коммутационных па-
нелей).
Посредством этих средств на ОК «Мир» был существен-
но повышен уровень автономности управления за счет
автоматизации процессов управления, контроля и расши-
рения возможностей экипажа по управлению бортовыми
системами и научным оборудованием.
При управлении от НКУ преобладало управление по
суточным программам, вводимым в цифровом виде по ко-
мандной радиолинии. Средствами УИВК «Стек» обеспечи-
вались дежурный мониторинг особо важных дискретных
параметров и формирование аварийно-предупредительной
сигнализации.
Коммутационная среда СУБА ОК «Мир» содержала более
сотни приборов в релейно-коммутационном исполнении, в
число которых входят:
-	группа центральных, зонных и узловых щитков распре-
деления силового электропитания;
-	группа центральных, зонных и узловых блоков силовой
коммутации;
65
ПАО «РКК «Энергия»
-	группа командных матриц;
-	группа коммутаторов управления пиросредствами.
Отличительные особенности построения СУБД ОК «Мир»:
-	существенное развитие средств верхнего уровня за счет
внедрения управляющего информационно-вычислительного
комплекса;
-	расширение состава средств отображения информации
экипажу и средств ручного управления;
-	зонный принцип размещения коммутационной аппара-
туры СУБД;
-	унификация межмодульных связей, внедрение методов
интеграции средств управления базового блока и стыкуемых
модулей ОК.
Структура СУДН станции «Мир»
Приборный состав СУДН станции «Мир»:
-	ЦВУ-С5А- центральное вычислительное устройство;
-	ЦМО - центральный модуль обмена;
-	ЦВМ-2 - БЦВК «Аргон-16Б», реализующий второй и тре-
тий контуры управления;
-	МПК - модуль параллельных кодов (сопряжение ЦВМ
«Аргон-16Б» с магистралью С-5Б);
-	ПМО - программируемый модуль обмена;
-	МБП - модуль буферной памяти;
-	ВМ - вычислительный модуль;
-	К - программируемые контроллеры;
-	СУДН - система управления движением и навигации;
-	ОДУ - объединенная двигательная установка;
-	BHOI/I - прибор ночного видения;
-	ВШТВ - широкоугольный визир пилота;
-	ВП - визир пилота узкоугольный;
-	БООК-М - огни причальные;
-	КРЛ - командная радиолиния;
-	ОНА - остронаправленная антенна;
-	ПОС80РН - статические преобразования для гиропри-
боров;
-	KI/I68-100 - трехосный струнный акселерометр.
СУДН станции «Мир» в своих технических решени-
ях опиралась на опыт разработки и эксплуатации СУДН
транспортных кораблей «Союз ТМ» - «Прогресс М». Тем
не менее, модульная структура станции, наращиваемой в
ходе полета, требование длительного ресурса эксплуата-
ции, требование постоянной ориентации станции при ма-
лых расходах рабочего тела привели практически к новой
структуре СУДН станции «Мир».
В первую очередь это относится к вычислительному
комплексу БЦВК, разработанному по схеме сетевой ради-
альной структуры. СУДН была реализована только в циф-
ровом виде, при этом БЦВК содержал три контура управле-
ния. Минимальный третий (резервный) контур базировался
практически на тех же технических решениях, что и СУДН
ТК: та же управляющая ЦВМ («Аргон-16Б»), практически те
же датчики БИНС, оптические датчики; управление выпол-
нялось только на ДО; этот контур был целиком сосредото-
чен в базовом блоке станции.
Второй контур управления использовал ту же управляю-
щую ЦВМ, что и третий контур («Аргон-16Б»), однако состав
датчиковой аппаратуры и исполнительных органов был рас-
ширен за счет того, что в этом контуре ЦВМ взаимодейство-
вала с цифровой магистралью и ее устройствами обмена.
Первый контур управления (основной) использовал ЦВМ
(«Салют-5Б») существенно более высокой производитель-
ности, что позволяло обрабатывать полный объем информа-
ции, получаемой от всех магистралей БЦВК и от всей аппара-
туры СУДН.
В качестве исполнительных органов СУДН на станции,
помимо традиционных реактивных двигателей ориентации и
маневрирования, были использованы двухстепенные сило-
вые гироскопы - гиродины. Базовый блок станции имел два
коллектора ДО (резервирование) и два КДУ в кардановых под-
весах. После стыковки к основному узлу модуля «Квант-1»
КДУ более не использовались. Для маневра подъема орбиты
использовались КДУ транспортных кораблей при различных
комбинациях ДО; в процессе полета станции была реализована
схема использования ДО транспортных кораблей и модулей,
управляемых от основной СУДН базового блока. Для повыше-
ния эффективности управления по крену была создана вынос-
ная двигательная установка, доставленная на орбиту грузовым
транспортным кораблем и установленная на выносной ферме.
Особое место в управлении ориентацией станции заняли ги-
родины, установленные на модулях «Квант-1»(6 ГД) и «Квант-2»
(6 ГД). В разработке гиродинов был реализован ряд уникальных
технических решений, к которым, в первую очередь, нужно от-
нести магнитный подвес ротора силового гироскопа.
Построение ориентации в СУДН станции было реализова-
но в виде нескольких режимов, резервирующих друг друга. В
начале работы станции использовались режимы построения
ОСК с помощью датчиков вертикали. Далее были разработа-
ны и использовались в полете режимы:
-	построения ориентации с помощью солнечного (251 К)
датчика и магнитометра (две модификации режима ориен-
тации - автономный и через ЦУП по результатам ТМИ дат-
чиков);
-	построения ориентации с помощью солнечного и
звездного (161 К) датчиков (основной режим коррекции
БИНС и наиболее точный режим ориентации);
-	построения ориентации с помощью широкоугольного
звездного датчика ОЗД, установленного на модуле «Кри-
сталл», также было две модификации режима (автономный
и через ВЦ ЦУП по результатам обработки ТМИ датчика);
-	построения опорного ИСК с помощью визуального
звездного прибора - секстанта.
В качестве инерциальных датчиков БИНС в СУДН были
использованы два комплекта поплавковых измерителя угло-
вой скорости ОРТ (КХ97-010), аналогичных применяемым
на ТК (резервные комплекты), и вновь разработанный вы-
сокоточный прибор «Омега» (КИ34-2А) с газодинамическим
подвесом ротора, что позволило обеспечить высокий ресурс
работы прибора. В качестве измерителей угловых ускорений
был разработан трехосный резервированный акселерометр
После компенсации систематической составляющей уходов
точность БИНС составляла ~10 3 град./ч.
Помимо задач ориентации и стабилизации комплекса
станции, маневров подъема орбиты, СУДН выполняла также
ряд следующих задач:
66
Глава 2
-	обеспечение транспортных операций по стыковке к
станции «Мир» транспортных кораблей (управление аппара-
турой «Курс П», контроль процесса);
-	обеспечение наведения остронаправленной антенны ре-
транслятора на спутник-ретранслятор для сеансов связи;
-	наведение солнечных батарей на Солнце (помимо ав-
тономной системы ориентации солнечных батарей);
-	управление дискретной коммутируемой антенной
решеткой для организации связи (экспериментальный ре-
жим);
-	обеспечение телеоператорного управления причаливани-
ем беспилотных транспортных кораблей (резервный режим);
-	обеспечение выполнения научно-прикладных иссле-
дований, связанных с точным наведением научной аппа-
ратуры.
В алгоритмах управления станции были реализованы ме-
тоды диагностического контроля работоспособности аппара-
туры СУДЫ, режимов управления, ресурсов системы. Все это
вместе позволило получить уникальную по своим характери-
стикам систему: точность ориентации ~1 угл.мин.; точность
стабилизации на гиродинах ~1 угл.мин.; длительный ресурс
автономного функционирования.
Принципы построения бортового комплекса
управления
Назначение БКУ
Бортовой комплекс управления КА представляет собой
совокупность приборов и устройств с информационным и
программным обеспечением, предназначенным для управле-
ния движением КА и управления функционированием борто-
вого оборудования.
Основные задачи БКУ:
-	управление движением КА;
-	навигация;
-	командно-логическое управление служебными система-
ми, элементами конструкции и целевым оборудованием;
-	сбор, обработка и анализ контрольно-диагностической
информации;
-	взаимодействие с наземным комплексом управления и
экипажем.
Группа задач управления движением и навигации:
-	гашение угловых скоростей после разделения КА;
-	построение начальной солнечной ориентации;
-	построение и поддержание ориентации связанных осей
КА относительно опорных систем координат;
-	коррекция орбиты;
-	увод КА с орбиты по завершении работы;
-	определение и прогноз навигационных параметров;
-	сближение и стыковка КА;
-	спуск и посадка КА;
-	управление приводами солнечных батарей;
-	наведение целевого оборудования.
Группа задач управления функционированием бортовой
аппаратуры:
-	координированное управление бортовыми системами
при автономном функционировании КА и при взаимодей-
ствии с НКУ и экипажем;
-	командное управление бортовыми системами и элемен-
тами конструкции;
-	организация контроля и диагностики бортовой аппара-
турой в целях автономного управления и в интересах НКУ и
экипажа;
-	синхронизация процессов управления и контроля;
-	реализация алгоритмов управления и контроля борто-
выми системами;
-	распределение питания между бортовыми потребите-
лями;
-	расчет баланса электропотребления и управление сбро-
сом нагрузки электросети;
-	управление целевым оборудованием;
-	защита электроподрывных устройств от несвоевремен-
ного (несанкционированного) срабатывания и от воздействия
статического электричества.
Группа задач взаимодействия с НКУ и экипажем:
-	организация информационно-командной связи с НКУ
через бортовой радиотехнический комплекс;
-	ввод и обработка командно-программной информации
от НКУ;
-	ввод и обработка релейных телекоманд высокого
уровня;
-	сбор, обработка, формирование и передача телеметри-
ческой информации;
-	организация информационно-командной связи с экипа-
жем.
Содержание понятия бортовой комплекс управления и кон-
цепция построения БКУ менялись со временем. На этапе про-
ектирования первых КА каждая задача решалась автономной
работой отдельной системы, содержащей свою датчиковую
аппаратуру, исполнительные органы, автоматику управления.
Затем были решены задачи объединения бортовых систем
в электрически и логически единый комплекс на физическом
уровне с унификацией средств распределения электроэнер-
гии, средств командного управления, средств сбора контроль-
но-диагностической и телеметрической информации.
С внедрением бортовых цифровых вычислительных
средств в систему управления движением и навигации, как и в
систему управления бортовой аппаратурой, существенно рас-
ширились возможности по координации процессов управле-
ния и контроля, развитию автономных контуров управления.
Одновременно возникла задача интеграции бортовых вычис-
лительных средств в составе БКУ в единую вычислительную
систему. Соответственно изменилась и концепция построения
БКУ. Центральное место в БКУ заняла бортовая цифровая вы-
числительная система и программное обеспечение.
Структура и состав БКУ
Перечисленные выше группы задач определяют состав и
структуру БКУ. Рассмотрим типовую структуру БКУ на при-
мере БКУ для автоматического КА.
В состав БКУ космических аппаратов входят следующие
системы:
-	бортовая цифровая вычислительная система;
-	система управления движением и навигацией;
-	система управления бортовой аппаратурой;
-	бортовой радиотехнический комплекс.
67
ПАО «РКК «Энергия»
1
ЦВМ11
Информационный
обмен с АИС
МКО ГОСТ 26765.52-87
(MIL STD 1553В)
Цифровая
вычислительная
машина ЦВМ11
-	размещение служебного, обще-
системного и функционального при-
кладного программного обеспечения;
-	предоставление вычислительных
ресурсов в реальном масштабе време-
ни для реализации задач управления
бортовыми системами, целевым обо-
рудованием и КА в целом;
-	обеспечение взаимодействия с
бортовыми системами, входящими в
состав БКУ: СУДН, СУБА, СБИ, БРТК;
-	организация управляющих и
телеметрических интерфейсов с бор-
товыми системами и целевым обору-
дованием;
-	обеспечение информационной
связи с НКУ и экипажем;
-	обеспечение информационной
связи с наземным испытательным
оборудованием.
БЦВС современных российских КА
выполнена в виде отказоустойчивой
(как правило, трехкратно резервиро-
ванной) структуры с программно-аппаратным механизмом
определения и парирования неисправностей. Как правило,
структура БЦВС обеспечивает функционирование до послед-
него исправного канала.
БЦВС строится по магистрально-модульному принципу,
допускающему гибкое изменение структуры. Связь блоков
БЦВС между собой, обмен с абонентами в составе БКУ осу-
ществляется по магистрали мультиплексного канала обмена,
выполненной в соответствии с ГОСТ 26765.52-87 (MIL STD
1553В).
СУДН в составе БКУ
Современные СУДН КА построены на базе корректиру-
емой бесплатформенной инерциальной навигационной си-
Информационный обмен с
датчиками СУДЫ и СС БВС
Входные и выходные сигналы
служебных систем
Устройство
сопряжения
УС14
Устройство
сопряжения
УС17
Бортовая цифровая вычислительная система. Состоит из управляющей
цифровой вычислительной машины, работающей в реальном масштабе
времени, и устройств сопряжения и обмена, реализующих требуемый
интерфейс с приборами и аппаратурой системы управления
БЦВС в составе БКУ
БЦВС представляет собой совокупность вычислительных
устройств различного функционального назначения, связан-
ных между собой в единую вычислительную систему. В связи
с постоянным усложнением задач, решаемых на борту КА, в
качестве средства обработки информации и управления ис-
пользуют бортовые вычислительные системы, скомплекси-
рованные между собой и составляющие вместе с другими
средствами многомашинный комплекс, мультипроцессорную
вычислительную систему или локальную (бортовую) вычис-
лительную сеть. В последнем случае будем говорить, что КА
имеет сетевую бортовую вычислительную систему.
БЦВС предназначена для выполнения следующих основ-
ных функций:
Наземный комплекс
управления
Бортовой комплекс управления КА
стемы. Инерциальными датчиками
БИНС являются измерители угловой
скорости и измерители кажущегося
ускорения (разница между абсолют-
ным и гравитационным ускорением).
В качестве измерителей угловой
скорости используются высокоточ-
ные гироскопические измерители
вектора угловой скорости, имеющие,
как правило, избыточное количе-
ство измерительных каналов. Путем
интегрирования составляющих аб-
солютной угловой скорости БИНС
вычисляет изменение положения
связанных осей КА относительно
инерциального базиса (нужно отме-
тить, что сама по себе задача опре-
деления инерциального базиса до-
вольно сложна).
Первоначальная ориентация КА,
как и ориентация во время коррек-
68
Глава 2
Датчиковая
аппаратура
Измеритель
угловой
СКОРОСТИ(
Звездные датчики
(БОКЗ)
Солнечный
датчик (БОКС)
Маневр
Управление
двигателями
ориентации
Управление
маховиками
Бесплатформенная
инерциальная
навигационная
система
Навигационный
ЦВМ11
Кинематический
контур
Звездный контур
коррекции
Динамический
контур
Разгрузка
маховиков
Комплекс
маховиков (КМХ)
Электромагнитные
исполнительные
органы (ЭМИО)
Реактивные
двигатели (РД)
Аппаратура спутниковой
навигации (АСН)
Система управления движением и навигации
ции, в пространстве определяется с использованием датчи-
ков ориентации. В качестве таких приборов используются
звездные и солнечные датчики, датчики местной земной
вертикали, магнитометры, аппаратура спутниковой на-
вигации и др. Под определением ориентации понимается
определение положения инерциальной системы координат
БИНС относительно опорных систем координат: инерци-
альной экваториальной системы координат, орбитальной
системы координат и др. После определения ориентации
для поддержания знания ориентации осуществляется пе-
риодическая коррекция знания ориентации, - коррекция
БИНС. Наиболее высокую точность знания ориентации
обеспечивают звездные датчики (до единиц или даже до-
лей угловых секунд). Использование БИНС в СУДН КА по-
зволяет непрерывно иметь данные по ориентации, реали-
зовывать активное управление по трем каналам (условно,
по трем осям координат) и осуществлять моделирование
любого подвижного или неподвижного базиса. В качестве
измерителей кажущегося ускорения, которое требуется для
расчета движения центра масс, в БИНС используются аксе-
лерометры. При этом акселерометры, как правило, работа-
ют только на участках выведения, сближения и стыковки,
коррекции орбиты, спуска КА. Большую часть полета в каче-
стве источника навигационной информации, т. е. координат
центра масс КА, используется аппаратура спутниковой на-
вигации. С использованием принципов БИНС были созданы
СУДН КА «Союз-ТМ», «Прогресс-М», орбитальной станции
«Мир», астрофизического модуля «Гамма», спутников свя-
зи «Ямал», международной космической станции.
Функционально множество решаемых задач СУДН КА можно
разделить на три группы, называемые контурами: кинематиче-
ский контур; навигационный контур; динамический контур.
Кинематический контур решает следующие основные за-
дачи:
-	определение угловой скорости КА;
-	определение ориентации и коррекция знания ориентации
КА относительно различных физических систем координат;
-	определение направления на центр Земли, Солнце,
Луну;
-	расчет параметров управления, соответствующих ис-
полняемым режимам ориентации.
Датчики кинематического контура - высокоточный изме-
ритель угловой скорости, имеющий избыточное число каналов,
звездные датчики, солнечные датчики, датчики местной инфра-
красной вертикали («датчики Земли»).
Начальное определение ориентации - выставка БИНС
(определение положения ИСК БИНС относительно опорных
физических систем координат) - осуществляется с исполь-
зованием динамических операций по переориентации КА,
необходимых для обеспечения условий работы датчиков
ориентации. При использовании солнечных и земных датчи-
ков требуется навести поля зрения датчиков на Солнце или
Землю. В случае использования звездных датчиков наоборот
требуется увести поля зрения датчиков от Земли, Солнца,
Луны. Солнечные датчики используются в основном на на-
чальном участке полета КА для построения одноосной сол-
нечной ориентации, необходимой для обеспечения электро-
питанием систем КА.
Для построения трехосной ориентации необходимо про-
вести измерение не менее двух отличающихся друг от друга
направлений в инерциальном пространстве (например, на-
правления на центр Солнца и центр Земли). В случае приме-
нения широкоугольных звездных датчиков трехосная ориен-
тации определяется путем идентификации участка звездного
69
ПАО «РКК «Энергия»
неба, попавшего в поле зрения датчика, с использованием
бортового звездного каталога. Наличие двух контуров кор-
рекции БИНС - звездного и солнечно-земного - позволяет
обеспечить в СУДН функциональное резервирование реше-
ния задачи определения ориентации КА.
После начального определения ориентации для поддер-
жания заданной точности знания ориентации, ухудшающейся
со временем из-за погрешностей измерений датчиков угловой
скорости, используется периодическая коррекция знания ори-
ентации - коррекция БИНС. Коррекция БИНС, в отличие от вы-
ставки БИНС, осуществляется без изменения ориентации КА.
Моменты времени проведения коррекций БИНС выбираются
автоматически таким образом, чтобы обеспечить нормальные
условия работы выбранных датчиков ориентации.
При наличии избыточного количества измерительных ка-
налов датчика угловой скорости в БЦВМ проводятся расчеты
положения инерциальных систем координат для каждой трой-
ки измерительных каналов. При этом в качестве основной вы-
бирается тройка, имеющая наименьшие уходы по сравнению с
другими тройками между двумя коррекциями БИНС. Наличие
избыточного количества каналов позволяет определять неис-
правный измерительный канал только по данным измерений
приборов кинематического контура без привлечения инфор-
мации о работе динамического контура КА.
Навигационный контур решает следующие основные задачи:
-	определение и коррекция знания текущих (синхронных)
параметров движения центра масс КА;
-	определение параметров движения центра масс КА в
прогнозе на заданный момент времени;
-	определение моментов входа/выхода из тени Земли,
Луны;
-	расчет гринвичской и орбитальной системы координат.
Датчиковая аппаратура навигационного контура-это аппа-
ратура спутниковой навигации и акселерометры. Программное
обеспечение навигационного контура осуществляет модели-
рование движения КА при заданных начальных условиях. При
этом используются модели гравитационного поля Земли, ди-
намической атмосферы Земли, а также учитывается влияние
реактивных сил, вызванных работой двигательной установки
КА. Начальный вектор состояния КА может вводиться с Земли,
а может формироваться по измерениям АСН.
В случае ввода вектора состояния с НКУ положение цен-
тра масс КА определяется с помощью наземных средств
радиоконтроля орбиты. В этом случае погрешность текущей
оценки вектора состояния определяется точностью начально-
го вектора состояния, ошибками оценок аэродинамических,
реактивных, гравитационных сил. Данная погрешность воз-
растает со временем, что обуславливает необходимость пе-
риодического обновления начального вектора состояния.
Если же для определения вектора состояния использует-
ся АСН, то положение центра масс формируется с помощью
радиосигналов от спутников глобальных навигационных си-
стем «Глонасс» и «Навстар». Вектор состояния, поступающий
от АСН, используется не только для формирования начального,
но и для непрерывной коррекции текущего вектора состояния.
В этом случае обеспечивается высокая точность формируемой
оценки вектора состояния КА, которая не снижается со време-
нем, как это происходит в случае некорректируемой оценки.
Динамический контур решает следующие основные за-
дачи:
-	управление движением центра масс КА с использовани-
ем корректирующих реактивных двигателей;
-	управление ориентацией КА с использованием реактив-
ных двигателей ориентации;
-	управление ориентацией КА с использованием махови-
ков или силовых гироскопов;
-	разгрузка накопленного кинетического момента сило-
вых гироскопов или маховиков с использованием реактив-
ных двигателей или моментов внешних сил.
Исполнительные органы динамического контура:
1.	Реактивные исполнительные органы:
-	реактивные двигатели коррекции орбиты (маршевые
двигатели);
-	реактивные двигатели ориентации.
2.	Инерционные исполнительные органы:
-	маховики или силовые гироскопы;
-	электромагнитные исполнительные органы для выпол-
нения разгрузки накопленного кинетического момента махо-
виков или силовых гироскопов.
Динамический контур может также решать задачи, свя-
занные с управлением приводами поворотов антенн, сол-
нечных батарей, радиаторов, приводами поворотов коррек-
тирующих двигателей. Для проведения коррекций орбиты
могут использоваться жидкостные реактивные двигатели
или электрореактивные двигатели. Злектрореактивные дви-
гатели имеют в несколько раз более высокую удельную тягу,
чем жидкостные двигатели, но низкую ее величину (несколь-
ко грамм), что приводит к значительной продолжительности
корректирующих импульсов (до нескольких часов).
При наличии в составе СУДН ИИО управление ориентаци-
ей с использованием ДО применяется для решения следую-
щих задач:
-	гашение начальных угловых скоростей, возникающих
после отделения КА от ракетоносителя или разгонного блока
и построение солнечной ориентации, необходимой для обе-
спечения электропитания систем КА;
-	поддержание ориентации на Солнце до включения ИИО
в контур управления;
-	построение и поддержание ориентации в случаях воз-
никновения нештатных ситуаций, связанных с отказами си-
стемы ИИО;
-	стабилизация КА во время выдачи корректирующего
импульса с использованием ЖРД.
Применение ИИО в СУДН КА позволяет на порядки увели-
чить точность ориентации КА по сравнению с СУДН, исполь-
зующими реактивные двигатели, и практически исключить
расход топлива на решение задач ориентации.
Принцип работы ИИО в СУДН КА основан на обмене кине-
тическим моментом между корпусом КА и системой ИИО и за-
ключается в следующем. В отсутствии внешних моментов сум-
марный кинетический момент КА и маховиков (или гиродинов)
должен сохраняться, поэтому при изменении угловой скорости
маховиков будет изменяться и угловая скорость КА таким об-
разом, чтобы сохранить суммарный кинетический момент. Если
же приложены внешние моменты, то, управляя маховиками,
можно эти оба фактора (маховики и момент внешних сил) из-
70
Глава 2
менения кинетического момента компенсировать. Таким обра-
зом, ИИО являются «интеграторами» моментов внешних сил,
действующих на КА. Если момент внешних сил имеет постоян-
ную составляющую, то происходит накопление кинетического
момента системы ИИО и, как следствие, ее насыщение. При
достижении предельной величины располагаемого запаса ки-
нетического момента системы ИИО необходимо провести сброс
(разгрузку) накопленного ею кинетического момента.
Простейшим способом разгрузку можно реализовать вклю-
чением реактивных двигателей. Однако при этом расходуется то-
пливо. Безрасходный сброс накопленного кинетического момен-
та можно осуществить с использованием моментов внешних сил
(гравитационных, светового давления, моментов, создаваемых
магнитным полем).
Гравитационный способ разгрузки реализуется путем
задания определенного углового движения КА относитель-
но гравитационного поля Земли на участках полета, свобод-
ных от решения целевой задачи. Гравитационный способ
разгрузки использовался в системах управления орбиталь-
ных станции «Мир», «Скайлаб», астрофизического модуля
«Гамма».
Сброс накопленного кинетического момента с использова-
нием сил светового давления используется для геостационар-
ных КА (например, КА серии «Ямал»). При этом моменты для
разгрузки могут создаваться небольшими поворотами сол-
нечных батарей относительно направления на Солнце или по-
воротами специальных плоскостей, установленных на КА. Для
сброса накопленного кинетического момента системы ИИО, с
использованием сил, создаваемых магнитным полем Земли, в
состав СУДН КА необходимо ввести специальные магнитные или
электромагнитные исполнительные органы. В качестве таких
органов обычно используются катушки с сердечником. Момент
для разгрузки создается за счет взаимодействия внешнего поля
Земли и магнитного момента электромагнитного или магнитно-
го исполнительного органа.
Способы разгрузки с использованием сил светового
давления или создаваемых магнитным полем не требуют из-
менения ориентации КА и являются предпочтительными для
КА с постоянной ориентацией. Выбор типа ИИО, количества,
номинала кинетического момента и схемы установки ИИО
является сложной задачей и определяется рядом факторов:
-	требуемой точностью стабилизации КА;
-	моментами внешних сил, действующих на КА;
-	угловыми скоростями КА, требуемыми для решения це-
левой задачи;
-	выбранным способом разгрузки накопленного кинети-
ческого момента системы ИИО;
-	возмущающими моментами, возникающими при работе
маршевых двигателей.
СУБА в составе БКУ
Под системой управления бортовой аппаратурой КА по-
нимается совокупность аппаратных и программных средств,
осуществляющих управление и контроль бортовых систем,
целевой аппаратуры и конструкций КА.
В структуре зарубежных КА в качестве структурной ком-
поненты не выделена система с набором функций, возложен-
ных на СУБА КА отечественной разработки. Эти функции в
зарубежных КА распределены по другим структурным ком-
понентам; так, например, функции распределения питания
бортовым потребителям возложены на систему электроснаб-
жения.
Позиционирование СУБА как отдельной системы объяс-
няется более высокой степенью централизации и интеграции
средств управления первого поколения отечественных пило-
тируемых и беспилотных КА. Являясь составной частью БКУ,
Шины
Шины электропитания
бортовой аппаратуры
Шины
инициирования
Команды управления Команды
агрегатами ОДУ управления
команды при наземной
подготовке
команды из радиолинии Команды от БЦВС
БУПП
РБУ-М

Система управления бортовой аппаратурой
71
ПАО «РКК «Энергия»
СУБД обеспечивает интеграцию систем КА в единый информа-
ционно-логический и энергетический комплекс посредством
коммутационной аппаратуры СУБД и бортовой кабельной сети.
Перечисленные задачи БКУ по управлению состоянием борто-
вой аппаратуры определяют состав и структуру СУБД.
Архитектура СУБД современных КА предусматривает два
уровня в структуре средств СУБД:
-	верхний, информационный, который обеспечивает
сбор, обработку и хранение контрольно-диагностической ин-
формации БКУ;
-	нижний, коммутационный, на котором находятся аппа-
ратные средства СУБД.
В состав средств СУБД верхнего уровня входят:
-	средства синхронизации, формирования бортовой
шкалы времени, программно-временного управления в виде
блоков синхронизации времени и программно-временных
устройств;
-	информационно-вычислительные средства;
-	программные средства в составе ПО БКУ;
-	средства отображения информации и ручного управле-
ния;
-	средства автоматики в виде логических автоматов и
блоков обработки команд.
В состав средств СУБД нижнего уровня входят:
-	средства распределения электропитания в виде распреде-
лительных щитков и блоков силовой коммутации;
-	средства распределения команд управления;
-	средства сбора сигнальной информации;
-	средства управления силовыми исполнительными эле-
ментами в составе бортовых систем, конструкции, научного
оборудования в виде блоков силовой автоматики и блоков
управления пиропатронами.
Представленные блоки обеспечивают:
-	электронный блок преобразования и управления - при-
ем командной информации от БЦВС в виде параллельного
двоичного кода, ее преобразование и выдачу в бортовую ап-
паратуру КА;
-	блок силовой коммутации - преобразование двухпозици-
онного кода, поступающего от ЭБПУ, а также коммутацию и за-
щиту фидеров электропитания потребителей;
-	блок управления пиропатронами - коммутацию рабоче-
го тока на нити воспламенения электроподрывных устройств
по командам от ЭБПУ;
-	блок реконфигурации средств управления - усиление
команд, одновременно поступающих от командных устройств
с целью реконфигурации средств управления;
-	блок формирования команд двигательной установки
предназначен для коммутации и защиты фидеров элек-
тропитания ОДУ;
-	релейный блок управления - прием и преобразование ко-
манд, поступающих от АИС, а также от СУБД РБ.
В структуре СУБД находит широкое применение функци-
ональное резервирование, особенно на пилотируемых косми-
ческих кораблях и орбитальных комплексах за счет использо-
вания ручного и директивного контуров управления, помимо
основного автоматического контура. Бортовые средства ото-
бражения информации имеют дублированные командно-сиг-
нальные поля и терминалы. На орбитальных комплексах цен-
тральные посты содержат два полностью взаимозаменяемых
рабочих места.
Традиционным средством обеспечения надежности аппа-
ратной части СУБД является мелкоузловое и поканальное ре-
зервирование в приборах и функциональное резервирование
контуров управления. В целом используются самые разно-
образные схемы резервирования, исходя из критериев без-
опасности экипажа, продолжительности функционирования
КА и возможности проведения ремонтно-восстановительных
работ.
Последние разработки СУБД на КА «Ямал» и «Ямал-200»,
PC МКС связаны с активным внедрением в СУБД цифровых
средств управления, развитого общесистемного и функцио-
нального программного обеспечения СУБД, цифровых интер-
фейсов МКО MIL STD 1553В, CAN, Ethernet.
К основным характеристикам СУБД, которые определяют
приборный состав, относятся следующие:
-	число фидеров питания и распределение их по номина-
лам токовой нагрузки;
-	величина мощности, распределяемой бортовым потре-
бителям;
-	число импульсных команд управления стандартной дли-
тельности;
-	число команд и сигналов управления программно-
управляемой длительности;
-	число электроподрывных устройств:
-	число контролируемых дискретных и аналоговых пара-
метров;
-	количество рабочих мест, оснащенных пультами управ-
ления;
-	состав средств отображения информации и ручных ор-
ганов управления на пультах.
Распределение функций управления между
БКУ и бортовыми системами
Объектом управления БКУ является совокупность борто-
вых систем и целевого оборудования. Каждая бортовая си-
стема ведает своим вещественно-энергетическим процессом,
например, система электропитания - процессом выработки
электроэнергии, система терморегулирования - процессом
поддержания температурного режима, система хранения и
подачи топлива - процессом распределения компонентов то-
плива и т. д.
Бортовые системы, как правило, имеют в своем составе
автономные средства управления различной сложности - от
специализированных устройств автоматики до микропроцес-
соров. При проектировании БКУ должна быть решена задача
распределения функций управления и контроля между БКУ и
средствами управления в составе управляемых от БКУ борто-
вых систем и целевого оборудования.
По способу организации связей БКУ выделяют два прин-
ципиально различных типа структур: централизованный и де-
централизованный. Ориентация на централизованную или де-
централизованную структуру управления практически сведена
к выбору структуры БЦВС. Централизованное построение БКУ
позволяет уменьшить вес и габариты бортового оборудования
за счет реализации алгоритмов управления программными
72
Глава 2
средствами БКУ, что позволяет существенно упростить, а в ряде
случаев вовсе отказаться от устройств автоматики в составе
бортовых систем. Централизация управления позволяет также
упростить решение задач координированного управления. Так,
например, реализация алгоритмов регулирования температур-
ного режима и алгоритмов контроля температурного режима
системы СОТР КА «Ямал» средствами ПО БКУ позволила полно-
стью исключить специализированную автоматику СОТР. В со-
ставе СОТР сохранились только датчики температуры и электро-
нагреватели
Интерфейсы БКУ
Внешние интерфейсы БКУ
Распределение функций управления между БКУ и автома-
тикой в составе бортовых систем существенным образом вли-
яет на построение интерфейсов БКУ с бортовыми системами
и целевым оборудованием. Основной тенденцией при проек-
тировании интерфейсов «БКУ - бортовая система» является
упрощенное (насколько это возможно) их построение. При по-
строении этих интерфейсов, как правило, избегают сложных
или специфических протоколов обмена. Это позволяет в даль-
нейшем обойтись без стендовой отработки этих интерфейсов
и существенно упрощает задачи комплексирования КА.
Рассмотрим организацию интерфейсов БКУ на примере
КА «Ямал». Основными интерфейсами БКУ являются сило-
вой интерфейс БКУ-БС, командный интерфейс БКУ-БС, теле-
метрический интерфейс «датчики в составе БС-БКУ».
Силовой интерфейс БКУ. Распределение электроэнергии
от СЭС потребителям в БКУ КА «Ямал» осуществляется по
лучевой, двухпроводной, изолированной от корпуса изделия,
схеме. Фидера питания в БКУ рассчитаны на согласованный
уровень номинальных и пиковых нагрузок и согласованный
уровень падения напряжения на коммутационных элементах
БКУ и кабелях.
Одной из функций БКУ «Ямал» является организация
защиты фидеров питания от токовых перегрузок. Причиной
токовых перегрузок могут быть короткие замыкания в борто-
вой аппаратуре, утечка тока между плюсовыми и минусовы-
ми цепями или нерасчетное пиковое потребление («бросок»
тока) в момент включения фидера питания. При превышении
допустимых токов нагрузки осуществляется автоматическое
отключение электропитания.
Важной характеристикой качества питания и требованием
к силовым интерфейсам является допустимый уровень по-
мех по цепям питания. Для уменьшения уровня помех плю-
совые и минусовые цепи фидеров питания БС, критичных к
помехам (БРК, электронное оборудование в составе БС) про-
кладываются в одном кабеле, при этом минусовые цепи про-
ходят транзитом, через коммутационные приборы.
Командный интерфейс БКУ Командное управление бор-
товыми системами и целевым оборудованием КА «Ямал»
осуществляется подачей в автоматику бортовых систем или
непосредственно на исполнительные элементы бортовых
систем импульсных команд управления. Физический ко-
мандный интерфейс является распределенным проводным
интерфейсом. Для передачи каждой команды используется
индивидуальная цепь между передатчиком команды в БКУ
и приемником команды в БС. Длительность команд может
быть фиксированной или программно-управляемой. Их дли-
тельность выбирается кратной такту вычислений БЦВС БКУ.
Команды выдаются напряжением 27 В и поэтому функцио-
нально устойчивы к электромагнитным помехам, которые
имеют гораздо более низкий уровень напряжения. Тем не
менее для некоторых особо критичных команд с целью сни-
жения уровня помех применяется экранирование цепей пере-
дачи команд.
Телеметрический интерфейс БКУ. БКУ получает кон-
трольно-диагностическую информацию БС от СБИ, а
СБИ - непосредственно от телеметрических датчиков в со-
ставе бортовых систем и целевого оборудования. Для сбора
контрольно-диагностической информации используются
телеметрические интерфейсы. В БКУ КА «Ямал» физически
телеметрический интерфейс является распределенным про-
водным интерфейсом. Для передачи каждого телеметриче-
ского параметра в БКУ используется индивидуальный про-
водной канал между датчиком и приемником в составе БКУ.
Физически канал передачи температурного параметра
выполнен по трехпроводной схеме, каналы приема анало-
говых параметров вольтовой шкалы (от генераторных и по-
тенциометрических датчиков, датчиков сопротивления) и
каналы опроса дискретных датчиков выполнены по двухпро-
водной схеме. Так, общий объем параметров, принимаемых
в БКУ «Ямал» по телеметрическому интерфейсу составляет
246 аналоговых, 768 дискретных, 192 температурных.
Важной характеристикой телеметрических интерфейсов
является их помехоустойчивость. При проектировании и ре-
ализации телеметрических интерфейсов БС-БКУ необходимо
принять меры, обеспечивающие снижение влияния электри-
ческих и электромагнитных помех, являющихся основной
причиной увеличения погрешности и снижения достовер-
ности информации. Основное внимание здесь должно быть
уделено проектированию кабельной сети под телеметриче-
ские интерфейсы и трассам их прокладки по изделию. Дли-
ны кабелей должны быть минимально возможными. Кабели
должны прокладываться на максимально возможном удале-
нии от источников сильных электромагнитных полей. Наибо-
лее эффективной защитой телеметрических интерфейсов от
воздействия помех является экранировка.
Внутренние интерфейсы БКУ
Внутренние интерфейсы БКУ замыкаются на состав-
ные части БКУ. К ним относятся межсистемные интерфей-
сы БЦВС, СУДН, СУБА, БРТК, СБИ. По этим интерфейсам,
как правило, происходит обмен цифровой информацией,
что определяет использование цифровых каналов обмена.
Проблема комплексирования и интеграции БКУ может быть
решена за счет использования мультиплексных каналов об-
мена и стандартизацией команд и сообщений, посылаемых
по каналам.
К каналам обмена, используемым в космической технике,
предъявляются очень высокие требования:
-	высокая пропускная способность;
-	магистральный принцип обмена;
-	высокая достоверность передачи информации;
-	минимизация связей и соответственно массы;
73
ПАО «РКК «Энергия»
-	высокая помехозащищенность и гальваническая раз-
вязка;
-	возможность резервирования;
-	наличие элементной базы;
-	стандартный, унифицированный интерфейс ввода/вы-
вода.
Реальное выполнение указанных требований в наиболь-
шей степени возможно при использовании каналов инфор-
мационного обмена, выполненных в соответствии с ГОСТ
26765.52-87 (MIL STD 1553В). Основными особенностями
мультиплексного канала обмена MIL STD 1553В являются:
-	магистральный принцип построения;
-	командно-ответный принцип обмена информацией;
-	число абонентов - 32 (включая контроллер);
-	длина магистрали, выполненной в виде экранированной
витой пары проводов - до 100 м;
-	использование способа кодирования информации
«Манчестер-2»;
-	регламентация форматов обмена, содержимого слу-
жебных слов и логики управления каналами.
Магистральный интерфейс является универсальным
средством сопряжения аппаратуры бортовых систем и це-
левого оборудования. Для него разработаны единые тре-
бования по электрическому и логическому сопряжению, а
также управлению каналами резервирования. Количество
магистралей МКО определяется составом аппаратуры КА и
структурой построения БЦВС.
Распределение функций управления и кон-
троля между аппаратными и программными
средствами БКУ
Возможность оперативного контроля состояния систем
КА и выполнения программы полета КА с учетом условий
внешней среды, текущего статуса бортовых систем и имею-
щихся на текущий момент времени ресурсов позволила пере-
нести многообразные функции контроля и управления КА в
БЦВС, точнее, в ее программное обеспечение. Тенденция кон-
центрации этих функций в БЦВС (ПО БКУ) продолжает усили-
ваться по мере развития программных и аппаратных средств.
Однако есть ряд функций, которые, безусловно, должны
быть сохранены за аппаратными средствами:
-	группа функций, связанных с начальным включением
и реконфигурацией «ядра» БКУ, к которому относится ми-
нимальный набор средств, обеспечивающих старт и рестарт
вычислительных средств и средств командного управления;
-	группа функций т. н. рефлексивного управления, напри-
мер, отключение электропитания потребителей при коротких
замыканиях или повышенном потреблении электроэнергии;
-	функции усиления и преобразования команд и сигналов
управления, например, электронный блок преобразования и
управления в составе СУБА КА «Ямал» или блок БФКДУ в со-
ставе ОДУ, предназначенный для усиления по мощности команд
управления электропневмоклапанами.
Что касается функций контроля, то современной тен-
денцией является развитие и совершенствование как аппа-
ратных, так и программных средств. Источником контроль-
но-диагностической информации для БКУ, НКУ и экипажа
является датчиковая, измерительная и преобразующая аппа-
ратура в составе бортовых систем и целевого оборудования
(полезных нагрузок).
Степень развитости этих средств определяет возможно-
сти БКУ по обнаружению, локализации и устранению отказов
с использованием программных средств. Так как инфор-
мация, поступающая от датчиков в БЦВС, непосредственно
используется для целей управления, должны быть приняты
меры по обеспечению достоверности информации.
Достоверность информации обеспечивают:
-	резервирование датчикового оборудования и аппарату-
ры встроенного контроля;
-	применение методов и алгоритмов фильтрации для ис-
ключения сбойных и ложных значений контролируемых па-
раметров;
-	возможность ввода в процессе эксплуатации корректи-
рующей информации для устранения разброса тарировочных
характеристик датчиков и учета деградации их показаний;
-	полнота отработки алгоритмов контроля, в т. ч. с ис-
пользованием математических и имитационных моделей БС,
проведением испытаний с реальной датчиковой аппаратурой
на наземном комплексе отработки.
Взаимодействие БКУ с НКУ и экипажем
Управление КА осуществляется БКУ автоматически или в ав-
томатизированном режиме с участием НКУ и экипажа. Связь БКУ
и НКУ осуществляет БРТК, выполняющий:
-	прием от НКУ командной информации;
-	обработку принятой информации:
•	выделение из состава командной информации разовых
команд и передачу их на исполнение в СУБА для выхода из
нештатных ситуаций в системах БКУ;
•	выделение из состава командной информации массивов
цифровой информации и передачу их в БЦВС;
-	прием от БЦВС и СБИ телеметрической информации,
формирование телеметрического сигнала с последующей
выдачей его на НКУ;
-	прием и ретрансляцию на НКУ сигналов измерения
дальности.
Средства БКУ для управления КА
НКУ и экипаж реализуют функции управления КА вводом
в БКУ (БЦВС или СУБА) кодированных управляющих воздей-
ствий в виде МЦИ и разовых команд.
Режимы КА
БКУ и его ПО реализуют длительные участки программы
полета КА в виде последовательности режимов. Под режи-
мом понимают множество выполняемых функций, необхо-
димых для реализации соответствующей целевой задачи.
Данному режиму соответствует определенный набор (конфи-
гурация) аппаратных и программных средств БКУ КА.
Для PC МКС определены следующие режимы:
1.	Стандартный. Основными задачами этого режима явля-
ются поддержание различных видов ориентации, развороты
КА для выполнения служебных задач, поддержка номинальных
параметров жизнедеятельности, проведение научных экспе-
74
Глава 2
риментов, проведение тестовых проверок приборов и систем,
проведение восстановительных работ в бортовых системах.
2.	Коррекция орбиты. Режим обеспечивает формирова-
ние и поддержание требуемой орбиты станции, стабилизацию
углового положения станции при выдаче корректирующего
импульса, поддерживает номинальные параметры жизнеде-
ятельности и внутренних эксплуатационных характеристик.
3.	Стыковка, расстыковка, перестыковка.
4.	Режим внешней деятельности. Обеспечивает внекора-
бельную деятельность экипажа, ограничения по ускорениям
при функционировании робототехнических устройств и др.
5.	Режим микрогравитации. Обеспечивает проведение
соответствующих научных экспериментов, ограничения на
гиросистему по управляющему моменту и угловой скорости,
поддержание ориентации только на силовых гироскопах и др.
6.	Дозаправка.
7.	Построение начальной ориентации.
8.	Раскрутка гиродинов.
9.	Выживание станции. Обеспечивает автоматическую
адаптацию программного обеспечения и оборудования к не-
штатным ситуациям для сохранения экипажа и всего сегмен-
та до устранения причин и последствий нештатных ситуаций,
а также поступление электроэнергии от солнечных батарей
за счет поддержания необходимой ориентации сегмента,
обеспечивает тестовые операции для разбирательства воз-
никших НШС.
10.	Спасение экипажа. Данный режим в качестве основ-
ной функции проводит отделение транспортных кораблей
«Союз» при катастрофически опасных ситуациях.
Верхним уровнем управления по отношению к бортовому
Реализация в ПО
Структура управления российским сегментом МКС
Граф переходов в режимы российского сегмента МКС
75
ПАО «РКК «Энергия»
комплексу управления российского сегмента является на-
земный комплекс управления, экипаж и БКУ американского
сегмента.
Переход в режим может быть успешным и неуспешным. В
последнем случае источнику команды предается сообщение о
неуспешном выполнении перехода. Стандартный режим являет-
ся основным режимом, через который осуществляется переход
ко всем штатным режимам.
Наивысший приоритет имеет режим спасения экипажа,
переход в который должен выполняться из любого режима
станции. Вторым по приоритету является режим выживания
станции, переход в который выполняется также из любого ре-
жима станции, в т. ч. из режима спасения экипажа после его
завершения. В случае если станция находится в состоянии
перехода в какой-то режим и приходит команда на переход
к режиму «Спасение экипажа» или «Выживание станции»,
то текущий переход отменяется, и действует новая команда
перехода к приоритетному режиму.
Необходимость реализации «режимного» подхода к
управлению МКС (да и КА вообще) вызвана следующими
факторами:
-	не все функции, потенциально обеспечиваемые КА, не-
обходимы для решения конкретных задач на заданном интер-
вале времени;
-	существуют такие комбинации функций и оборудова-
ния, одновременная работа которых недопустима;
-	потенциальные потребности оборудования в электро-
энергии, теплоотводе и других ресурсах могут превышать сум-
марно обеспечиваемые станцией (сегментом);
-	необходимо обеспечить автоматическую реакцию на усло-
вия, угрожающие жизни экипажа или существованию станции;
-	существуют общие для PC и АС ресурсы, управление ко-
торыми с различных сегментов МКС должно быть строго ко-
ординировано (например, управление ориентацией станции);
-	на различных сегментах МКС есть функции и обору-
дование, одновременная активизация которых недопустима
(например, в условиях микрогравитации).
Функции и оборудование на всех сегментах МКС структури-
руются заранее с учетом всех вышеперечисленных факторов.
Основные средства управления БКУ от НКУ и
экипажа
Бортовая программа полета
БПП состоит из последовательности режимов россий-
ского сегмента МКС, которые запланированы НКУ исходя из
задач долгосрочного и оперативного планирования. БПП раз-
рабатывается на языке высокого уровня и передается в БКУ
для исполнения.
Суточная программа полета
НКУ, исходя из задач долгосрочного и оперативного пла-
нирования, задает расписание подключения режимов систем,
совместимых с запланированными режимами PC. Примером
может служить выполнение режима астрокоррекций БИНС,
когда задается перечень приоритетов коррекции БИНС, а имен-
но с использованием БОКЗ или с использованием датчика
256К, а также количество астрокоррекций в сутки для каждого
варианта. ПО СУДН выбирает вариант астрокоррекций исходя
из перечня приоритетов, данных контроля состояния приборов
на момент проведения астрокоррекций и светотеневой обста-
новки на момент коррекции.
Расписание сеансов связи
РСС представляет собой разработанное на языке высоко-
го уровня задание для радиотехнических систем КА и бал-
листико-навигационного обеспечения СУДН по организации
сеансов связи PC МКС с НКУ.
Механизм программно-временного управления
Наравне с МЦИ управления режимами КА для управления
используются сценарии, оформленные в виде циклограмм
программно-временного управления, состоящих из директив.
Директива представляет собой массив, содержащий данные,
указатель передачи данных и код операции. Данные включа-
ют логические и физические переменные для прикладных
процессов и алгоритмов ПВУ, алгоритмы ПВУ и др. Операции
включают директивы действия (запись и чтение переменных
бортового ПО, операции с алгоритмами ПВУ, операции запро-
са ТМ-информации и др.) и директивы ожидания. Реализацию
заданий, сформулированных в директивах, выполняет интер-
претатор ПВУ, находящийся в составе ПО БЦВС. С помощью
перечисленных выше механизмов управления реализуется
также замена («перепрошивка») как всего ПО БЦВС, так и его
фрагментов.
Управляющие воздействия
Как уже говорилось ранее, большинство операций управ-
ления от НКУ и экипажа составляют кодированные управля-
ющие воздействия. По объему решаемых функциональных
задач и по степени возможной повторяемости (типизации)
управляющие воздействия делятся на четыре уровня:
-	УВ первого уровня - бортовая программа полета - это
совокупность УВ более низких уровней, направленных на ре-
шение задач, стоящих перед КА на определенном интервале
времени (например, суточная программа полета);
-	УВ второго уровня - типовая полетная операция - это
совокупность режимов работы всех задействованных борто-
вых систем, направленных на решение целевой задачи, на-
пример, на поддержание центра масс КА в заданной области;
-	УВ третьего уровня - режимы бортовых систем - это
комплексные и функциональные режимы, реализованные в
виде программ в ПО соответствующих бортовых систем (на-
пример, калибровка БИНС СУДН);
-	УВ четвертого уровня - настроечные управляющие воз-
действия, которые могут соответствовать всем трем преды-
дущим уровням и направлены на выполнение задачи, которая
эпизодически, а возможно, только один раз, встает перед КА
или его системами (например, тестовые проверки).
Формирование управляющих воздействий. НКУ или эки-
паж формируют управляющие воздействия на основе базы
данных управляющей информации, создаваемой на этапе
разработки ПО БКУ, осуществляет трансляцию управляющей
информации в коды БЦВС (МЦИ), подготавливает их в соот-
ветствии с протоколами информационного обмена для пере-
дачи в БЦВС.
76
Глава 2
Средства формирования УВ Формирование УВ осущест-
вляется с использованием графического языка управления
высокого, имеющего одинаковый интерфейс для операторов
НКУ и экипажа, но значительно более широкие функциональ-
ные возможности для специалистов НКУ. Программные сред-
ства формирования МЦИ соответствует версиям ПО БКУ КА.
Состав и структура УВ. УВ содержат постоянную и изме-
няемую часть, определяемую физическими переменными (на-
пример, навигационные данные и т. п.). Управляющие воздей-
ствия строго классифицируются по режимам КА и по режимам
систем, что позволяет осуществлять бортовой контроль УВ на
допустимость в режимах КА, режимах БС и проверку на пра-
вильность их структур и достаточность. Для каждого режима
КА заранее разрабатываются УВ, которые содержат набор всех
необходимых данных для этого режима. Структура и правиль-
ность задания операторами этих данных обеспечиваются язы-
ком управления высокого уровня.
Процедура формирования и отработки УВ НКУ при управ-
лении использует заранее сформированные УВ, формирует
параметры, определенные при разработке УВ, при этом обе-
спечивается проверка на нахождение этих данных в допусках,
которые определяются при разработке УВ на наземном ком-
плексе отработки. УВ, включая данные, отрабатываются на
НКО, после чего поступают в ЦУП.
Избрание НКО в качестве места разработки и провер-
ки УВ обусловлено тем, что здесь хранятся все текущие
версии ПО БКУ и присутствует БЦВС КА, что обеспечивает
наиболее полную корректную разработку УВ и наиболее
полную проверку их правильности.
Если произошла нештатная ситуация и БД не содержит
УВ, которое может парировать эту НШС, оперативно созда-
ется новое УВ. которое отрабатывается на НКО, и после этого
передается в БКУ для исполнения.
Сбор, формирование и передача
ТМ-информации
БКУ, НКУ и экипаж реализуют функции анализа и контроля
состояния приборов и систем КА, получая телеметрическую ин-
формацию непосредственно от системы бортовых измерений
(аналоговые и дискретные параметры о состоянии приборов и
систем КА), а также сформированные в БЦВС телеметрические
массивы цифровой информации, передаваемые через БРТК на
НКУ.
В СБИ опрос параметров осуществляется в виде опреде-
ленной циклической последовательности в соответствии с
заранее введенной программой сбора. В структуре передава-
емого кадра каждый из параметров занимает определенное
место. К числу недостатков систем с циклическим сбором
информации можно отнести отсутствие информационной
гибкости (некоторая информационная избыточность по од-
ним параметрам и недостаточная информативность по дру-
гим), которую не всегда удается устранить использованием
различных программ сбора.
Более широкие возможности (по сравнению с СБИ) по
использованию в контурах управления и оптимизации кон-
троля различных параметров дает цифровая или программ-
ная телеметрия. В ее состав входит информация о выпол-
нении вычислительного процесса и обмена данными между
компьютерами БЦВС, информация о режимах КА и бортовых
систем, основные данные СУДН (кватернионы, вектор состо-
яния и т. д.) и СУБА, а также других систем (СОТР, СЭС, СОЖ
ит. д.).
Телеметрическая информация подразделяется на аварий-
ную, событийную, квитанционную, циклическую (статусная,
номинальная и др.). Каждый из этих видов информации имеет
различные механизмы сбора, формирования и дисциплины
выдачи в НКУ. Так, например, статусные данные представляют
собой набор обобщенных параметров, в своей совокупности
позволяющих достаточно полно и адекватно описать текущее
состояние бортовых систем и выполняемых фрагментов про-
граммы полета. Обобщенные статусные данные формируют-
ся в реальном масштабе времени путем обработки и анализа
различных характеристических параметров. Периодичность
обновления статусных данных зависит от их важности и скоро-
сти изменения опрашиваемых параметров (1-10 с). На основе
этих данных работает система аварийно-предупредительной
сигнализации на МКС.
Данные по каждой системе объединяются в ТМ-кадры. Теле-
метрическая таблица состоит из ТМ-кадров. ТМ-таблица с учетом
классификации ТМ-кадров, а также таблица требований разного
приоритета выдачи ТМ-кадров, которая регулирует частоту вы-
дачи данных, являются механизмом реализации формирования
и выдачи программной телеметрии в БЦВС. Эта же ТМ-таблица
вместе с описанием характеристик каждого параметра (тип, раз-
мерность, принимаемые значения, инженерное название, алго-
ритм вычислений и др.) входят в состав наземных и бортовых
средств обработки данных (база данных) на всех этапах разра-
ботки, отработки и эксплуатации БКУ КА.
Адаптация к нештатным ситуациям
Функции БКУ по контролю состояния и адаптации к НШС
связаны с их реализацией в ПО БКУ и имеют следующую ие-
рархию уровней:
-	приборный;
-	функциональный;
-	верхний.
На приборном уровне осуществляется контроль состояния
датчиков и исполнительных органов. Адаптация к НШС осу-
ществляется в результате перехода на резервный комплект или
канал обмена. О результатах контроля и адаптации извещаются
более высокие уровни.
На функциональном уровне осуществляется контроль
корректности функционирования режимов БС и комплекс-
ных режимов. В случае НШС ПО функционального уровня
включает резервный режим или производится переход на
аппаратный резерв.
На верхнем уровне осуществляется контроль состояния
активного режима работы сегмента. Если состояние актив-
ного режима таково, что дальнейшее его функционирование
невозможно, а также невозможен переход к заданному режи-
му, то осуществляется переход в режим выживания.
При возникновении любой НШС программы контроля и
диагностики передают по обратному каналу БРТК полную ин-
формацию о возникшей НШС на Землю:
77
ПАО «РКК «Энергия»
-	сообщение о возникновении НШС;
-	сопутствующую телеметрическую контрольную и кон-
трольно-диагностическую информацию;
-	контрольную информацию, предшествующую появле-
нию НШС;
Необходимую информацию о возникновении НШС получа-
ет и экипаж. Важной составной частью БКУ является его про-
граммное обеспечение, которое размещается в БЦВС и играет
основную роль в интеграции систем БКУ в единый информаци-
онно-управляющий комплекс.
ПО БКУ КА
Важнейшей и неотъемлемой частью БКУ КА является его
программное обеспечение, которое обеспечивает логическую
увязку функционирования бортовых систем аппарата для
обеспечения выполнения всех необходимых задач на борту,
парирования нештатных ситуаций как в автоматическом ре-
жиме, так и по указаниям НКУ или экипажа.
Взаимодействие ПО БКУ с физическим оборудованием в
реальном времени непосредственно в контурах управления
сложнопротекающими необратимыми процессами в основных
режимах работы объекта предопределяет предельно жесткие
требования к качеству его проектирования и отладки и высо-
кую трудоемкость. Результатом этого является существование
критической зависимости качества, сроков и стоимости БКУ в
целом от соответствующих характеристик ПО. Основным на-
правлением решения этой проблемы является использование
адекватной технологии проектирования ПО БКУ.
Технология проектирования ПО БКУ КА подразумевает раз-
работку управляющих алгоритмов и их модульную программ-
ную реализацию в БЦВС. Центральное место в технологии
проектирования ПО БКУ КА занимают проблемы его структу-
ризации и комплексной отработки.
Программное обеспечение проектируется как многоуров-
невая модульная структура. Модульное построение ПО, т.
е. разбиение программного обеспечения на отдельные про-
граммы и подпрограммы, позволяет свести его проектиро-
вание к оптимальному синтезу функционально независимых
отдельных частей (модулей), совместно выполняющих за-
данные функции системы с требуемой эффективностью, что
значительно сокращает затраты на разработку, внедрение и
модификацию ПО.
В понятие комплексной отработки входит проверка ра-
ботоспособности ПО при имитации внешних условий, макси-
мально приближенных к реальным, и устранение выявлен-
ных ошибок. Основным результатом и завершающим актом
комплексной отработки являются аттестация качества ПО
БКУ КА или формальные аттестационные испытания.
Структура и состав ПО БКУ
Структуру и состав ПО БКУ рассмотрим на примере ПО
автоматических КА. ПО БКУ размещается в БЦВС и состоит из
ПО ее составных частей.
Структура и логика работы программного обеспечения
бортового комплекса управления с точки зрения выполнения
функциональных задач строится в соответствии с иерархией
уровней управления КА в целом:
-	первый (верхний) уровень составляют программы пла-
нирования и организации режимов работы всего БКУ и кон-
троль состояния систем КА;
-	программы второго уровня включают в себя программы
обеспечения полетных режимов бортовых систем и режимы
целевой аппаратуры;
-	третий уровень составляют программы обеспечения
управления и контроля работы бортовых приборов и обору-
дования, а также общесистемное ПО;
-	четвертый (нижний) уровень составляют драйверы об-
мена с аппаратурой и программы организации вычислитель-
ного процесса - это служебное ПО.
Программы 1-3-го уровней составляют функциональное
ПО. Перечень функциональных задач, решаемых ПО БКУ, за-
висит от конфигурации бортовых систем конкретного КА. Та-
кой принцип построения ПО БКУ предполагает обмен данны-
ми между программами всех уровней, причем управляющая
информация поступает сверху вниз (от программ верхних
уровней до программ нижних уровней), а контрольно-диа-
гностическая информация - снизу вверх.
Функциональное ПО
Интеграция управления КА осуществляется на разных
иерархических уровнях программного обеспечения БКУ. Для
реализации крупных целевых задач КА используется про-
граммное обеспечение верхнего уровня - режимы КА, ко-
торые автоматически задают необходимую конфигурацию
программного обеспечения и аппаратуры бортовых систем,
необходимых для реализации коррекции орбиты, проведения
целевых операций и др.
Следующий уровень функционального ПО - управление
режимами бортовых систем КА: СУДН, СОТР, СЭП и т. д. Каж-
дый программный комплекс этого уровня отвечает за функ-
ционирование своей системы во всех ее режимах, включая
НШС.
Самым нижним уровнем функционального ПО является
уровень управления приборами и общесистемное ПО. Про-
Состав ПО БКУ КА
78
Глава 2
ПО режимов КА
Стартовый	Дежурный	Целевой	Коррекция	КС КА и
релсим	режим	режим	орбиты	аварийный режим
Расписание
сеансов связи
ПО режимов бортовых систем КА
ПО режимов СУДН
Режим вкл. СУДН и
демпфирования
Режим наблюдений	Расчетные программы
ПО СОТР
ПОРЛЦИ
ПОДУ посэп
ПО управления приборами и общесистемное ПО
ПО управления приборами СУДН	ПО ЭБПУ	Выдача команд и обработка параметров	ПО формирования ТМИ	ПО ПВУ/КРЛ
Операционная система и обмен
Системный
диспетчер
Драйверы обмена
Служба времени
Функциональные уровни ПО БКУ КА
граммный модуль, обслуживающий тот или иной прибор,
решает задачи инициации работы прибора (включение, про-
верка, функционирование в рабочем режиме, выключение),
реализацию управления, анализа работоспособности прибо-
ра, управляет его резервом (если таковой имеется).
Общесистемное ПО выполняет следующие задачи: вы-
дача команд управления на исполнительные органы и обра-
ботку сигналов; сбор, формирование и передача контрольно-
диагностической информации; генерация, маршрутизация и
передача управляющей информации; формирование буфе-
ров текущих значений и контекстных данных и др.
Служебное ПО
Служебное ПО обеспечивает решение следующих задач:
-	инициацию функционирования БЦВС, включая проведе-
ние стартовых операций, начальных и фоновых тестов само-
проверки БЦВС и ее устройств;
-	счет времени и диспетчеризацию прикладных задач, ре-
шаемых БЦВС в реальном масштабе времени;
-	реализацию внутренних и внешних интерфейсов БЦВС;
-	контроль и диагностику хода вычислительного процесса;
-	сохранение контекстных данных и восстановление управ-
ления КА на основе контекста при рестартах БЦВС, вызванных
аппаратными и программными сбоями;
-	поддержку функций работы с отлаживаемым ПО (про-
грамму-резидент отладчика).
Операционные системы реального времени
При проектировании программного обеспечения борто-
вых комплексов управления одним из ключевых моментов
является выбор операционной системы реального времени.
Отличительной особенностью ОСРВ является то обстоятель-
ство, что функционирование ОСРВ самым тесным образом
связано с аппаратурой БКУ и теми событиями, которые про-
исходят на объекте управления. В этой связи главной задачей
ОСРВ является обеспечение возможности своевременной ре-
акции бортовой вычислительной системы на происходящие
события, в т. ч. на одновременно происходящие события.
При выборе ОСРВ учитываются следующие характеристики
ОС: время реакции системы на события; возможность созда-
ния бездисковой конфигурации; время перезагрузки систе-
мы; наличие необходимых драйверов устройств и средств их
разработки; размер системы исполнения; развитость средств
работы с таймером и др. При разработке ПО БКУ КА исполь-
зуются следующие ОСРВ: VxWorks, QNX, VRTX и др.
Операционная система компьютеров БЦВС КА является
многозадачной ОСРВ с фиксированным тактом вычислитель-
ного процесса. ОС обеспечивает псевдопараллельное выпол-
нение задач четырех уровней:
-	обработка прерываний;
-	быстрые задачи, обязательно выполняемые на каждом
такте;
-	медленные задачи с гарантированным временем выпол-
нения;
-	фоновые задачи, время выполнения которых не контро-
лируется.
ПО инициализации БЦВС осуществляет настройку аппа-
ратных ресурсов, проведение перепрошивки ПО, инициали-
зирует бортовые переменные начальными значениями, запу-
скает функцию фонового теста самопроверки и т. д.
Обменные программы подключаются по системному тай-
меру в режиме обработки прерываний и реализуют обмены
в соответствии с жестким расписанием (профилем обмена).
Обмен информацией по МКО защищается аппаратными (бит
четности) и программными (контрольная сумма массивов)
средствами.
Диспетчер функциональных программ обеспечивает
стартовую инициализацию, подключение или снятие задач
79
ПАО «РКК «Энергия»
функционального ПО с обслуживания; контроль за текущим
состоянием и временем прохождения задач с возможностью
отключения задачи при превышении лимита времени и др.
Система управления бортовой аппаратурой
СУБА пилотируемого космического корабля «Союз
ТМА»
Верхний (информационный) уровень в структуре СУБА
ПКК «Союз» представлен:
-	программно-временным устройством с блоком синхро-
низации времени;
-	пультами космонавтов спускаемого аппарата и бытово-
го отсека;
-	командными матрицами приборного, бытового отсеков
и спускаемого аппарата;
-	блоками обработки команд приборного и бытового от-
секов и спускаемого аппарата;
-	специализированными пультами управления в СА и БО.
Предусмотрены два контура управления:
-	автоматический с высокой степенью надежности, обе-
спечивающий спасение экипажа при двух отказах;
-	резервный с участием экипажа.
Экипажу доступен значительный объем информации, по-
зволяющий осуществлять контроль процессов управления,
оперативно выявлять отказы и нештатные ситуации, управ-
лять резервом оборудования.
Задачи распределения электропитания бортовым потре-
бителям, защиты бортовой кабельной сети и системы элек-
троснабжения от токовых перегрузок, объединение питания
с кооперируемым орбитальным комплексом решаются на
коммутационном уровне специализированными приборами в
релейном исполнении. Управление пиросредствами осущест-
вляется коммутаторами пиропатронов. Эти приборы отличает
повышенная надежность и высокая степень защиты от несво-
евременной подачи команды подрыва на нити пиропатронов.
СУБА российского сегмента Международной космиче-
ской станции
На PC МКС средства СУБА интегрированы в бортовом
комплексе управления с едиными бортовыми вычислитель-
ными средствами, средствами бортовых измерений, сред-
ствами управления движения и средствами информационно-
го обеспечения экипажа.
В основу построения средств СУБА МКС положены следу-
ющие основные принципы:
-	разработка СУБА не в виде отдельной бортовой систе-
мы, а в виде интегрированной коммутационной среды БКУ;
-	использование зонного принципа размещения средств
СУБА;
-	реализация алгоритмов управления и контроля сред-
ствами программного обеспечения общесистемного и функ-
ционального ПО СУБА, ПО управления бортовыми системами
в рамках интегрированного ПО БКУ;
-	организация информационного пространства БКУ в
виде единой базы данных;
-	использование унифицированных электронных блоков
управления бортовым комплексом с применением совре-
менной элементной базы, унификацией схемно-технических
решений на уровне функциональных модулей и конструкции
блоков;
-	внедрение развитых средств информационной под-
держки экипажа в составе компьютеров центрального поста,
распределенных средств отображения и управления экипажа
на базе бортовых персональных компьютеров типа Laptop,
интегрированных пультов управления и пультов аварийно-
предупредительной сигнализации со звуковым сопровожде-
нием;
-	внедрение элементов искусственного интеллекта в ПО
БКУ верхнего уровня и интеллектуальных систем управления
для поддержания параметров атмосферы.
В PC МКС достигнут высокий уровень автоматизации
управления, контроля функционирования бортовых систем,
диагностики отказов и автоматического управления резер-
вом. СУБА служебного модуля и многоцелевого лаборатор-
ного модуля близки по составу и построению. В СУБА МЛМ
применены унифицированные электронные блоки управле-
ния БУБК.
На МКС осуществлен переход к новому поколению ком-
мутационных приборов СУБА. Коммутационная среда БКУ
формируется совокупностью блоков управления бортовым
комплексом БУБК и блоками силовой коммутации БСКЭ в
электронном исполнении.
В основе построения СУБА на МКС лежат следующие тех-
нические решения:
-	модульное построение приборов СУБА без нулевого мон-
тажа из унифицированного набора конструктивно закончен-
ных плат-модулей, реализующих всю совокупность массовых
функций СУБА, таких как формирование команд управления
и фидеров питания, управление клапанами ОДУ, электропо-
дрывными устройствами и приводами, опрос дискретных и
аналоговых датчиков;
-	связь с информационно-вычислительной средой БКУ
через стандартные управляющие интерфейсы MIL STD 1553D
и CAN;
-	непосредственное взаимодействие без промежуточных со-
гласующих устройств с исполнительными органами и датчиками
бортовых систем и полезной нагрузки;
-	зонный принцип размещения коммутационных при-
боров: блоки состоят из набора конструктивно законченных
модулей, имеющих один конструктивный типоразмер, но раз-
личный набор функций по формированию фидеров питания,
команд управления, вводу дискретной информации, управле-
ния клапанами и другими устройствами.
Для комплектации блоков БУБК может быть использован
следующий набор унифицированных модулей:
-	МБ - модуль базовый для связи с БЦВС;
-	МК - модуль выдачи 64 команд управления;
-	МФ1 - модуль формирования 16 фидеров питания с
номинальным током нагрузки до 2 А и защитой от токовых
перегрузок;
-	МФ2 - модуль формирования 8 фидеров питания с но-
минальным током нагрузки от 2 до 5 А и защитой от токовых
перегрузок;
-	МПС - модуль приема релейных сигналов на 64 входа;
-	МУК - модуль управления клапанами (МУК1, МУК2).
80
Глава 2
Средства управления СУБА в БО
Внешние
инт*лЬеис ы СУБ*,
’КЛПАЖ
Верхний уровень
- пульт ПКБ;
- бпокогIVткм
команд БОКБ
Межблочны
и интерфейс
СУБАвБО
Коммутационный уровень:
- блок силовой автоматики
БСАБ;
- командная матрица КМБ;
- КПММЧГГЯТПП ПИПППЯТППМПЙ
Межблочный интерфейс СА-БО
(силовой, командный, сигнальный)
Средства управления СУБА в СА
Верхний уровень:
* пульт главного
поста ПКС:
- блок обработки
команд БОКС
Межблочный
интерфейс
СУБА СА
Коммутационный уровень*
- блок силовой автоматики
БСАС;
* командная матрица КМС;
* коммутатор пиропатронов
Межблочный интерфейс СА-БО
(силовой, командный, сигнальный)
Внешние интерфейсы
СУБА-БС
Средства управления СУБА в ПАО
Верхний уровень
•программно*
временное
устройство ПВУ;
- блок обработки
команд БОКП
Межблочный
интерфейс
СУБА ПАО
Коммутационный уровень:
- блок силовой автоматики
БСАП,
- командная матрица КМП;
- коммутатор пиропатронов
КПП
Фцдера питания
Датчики
I Фцдера питания
Датчик*
! Фидера питания
силовой,
командный
сигнальный
J ИсГюлнНТеЛ!ЧЬе
органы
сипоьой
командный
сигнальный
Внгшн »
интерфейсы СУБА-
силоеой * Ислэг мтельн* .
командный, J органы
сигнальный
I ИСПОЛНГГ5ЛЫЫ8
. органы
|------------
Датчики
; ку
АИС j_____
I кпи
Функционально-структурная схема СУБА ПКК «Союз»
ЭКИПАЖ
Средства управления базового блока верхнего уровня		
УИВК «Стек-17» ПО СУБА	Пульты управления центрального поста	Периферийные пульты управления бортовыми системами и научной аппаратурой
КУ
Внутренние
(межблочные)
кпи
Наземный
комплекс
управления
Система ! Эл.пит.
электро- j
(СЭС) • ±28В
Коммутационные средства СУБА базового блока
Распределительные
щитки
электропитания
(РЩП)
Блоки силовой
коммутации (БСК) и
силовой автоматики (БСА)
и коммутаторы
Зонные и узловые
командные матрицы
(КМ)
Межмодульные связи
(силовые, командные.
инсЬоомаиионные)
Модуль на узле +Х
Модули на
узлах
X, «У, +У,
Модуль на узле -Z
Средства верхнего уровня:
- УИВК «Стек-30»;
пульты управления
Средства коммутации
(РЩП, БСК, БСА, КМ. КПП)
Внутренний интерфейс
СУБД модуля
Средства верхнего уровня.
- УИВК «Стек-30»:
пульты управления
Средства коммутации
(РЩП. БСК, БСА, КМ, КПП)
Внутренний интерфейс
СУБА модуля
Внешние
интерфейсы СУБА
базового блока
(силовой, командный,
Фцдера питания,
исполнительные
органы, датчики
в составе
бортовых
систем и
научной
Внешние
интерфейсы СУБА
модулей
(силовой, командный,
Функционально-структурная схема СУБА орбитального комплекса «Мир»
81
ПАО «РКК «Энергия»
АИС
ЭКИПАЖ
Средства управления верхнего уровня
Пульт управления
центрального
ткх та глужебн эго
модуля
ПО СУБД в
составе ПО
БКУ СМи
ПОСУБК
МЛМ
Пупьть*
МЛМ
Инфтрмационнэ-
управляющие
подсистем (ИУС)
МЛМ и ИУС СМ
КУ /В
Наземный
комплекс
управления
Межмод\льнь№ интер pei ты СМ-МЛМ
(силовой цифровой, командный,
информационный)
Внутренние интерфейсы СУБД
цифровые 1553В CAN. Ethernet,
рров эдные межблочные
Коммутационные средства СУБД МЛМ
Система •
электро- J Эл пит
снабжения •______
(сэс) I ±288
Зонные щитки
рагпредег вния
питания (РЩП)
Зонные блоки
силовой
коммутации
БСК БСКЭи
БУПП
Зонные
электронные
блоки
УПР^ВЛОЬИЯ
БУБК
Блоки
обработки
команд
Конструкция
(пиропатроны
привода)
Внешние интерфейсы СУБА-БС. СУБА ЦА
Фидера питания
Исполнительные
органы
Датчики
Бортовые системы и целевая аппаратура
Функционально-структурная схема СУБА многоцелевого лабораторного модуля PC МКС
Конструктивно в БУБК может входить до 8 модулей, из
них один модуль базовый и до 7 функциональных модулей.
Назначение МБ:
-	прием в прибор и передача из прибора информации по
стандартному мультиплексному каналу обмена, аналогу MIL
1553В (ГОСТ Р 52070-22003) или CAN, в зависимости от мо-
дификации модуля МБ;
-	организация обмена по внутреннему межмодульному
интерфейсу между МБ и каждым ФМ;
Межмодульный
интерфейс
Структурная схема прибора БУБК
-	обработка передаваемой информации.
МБ состоит из двух одинаковых независимых каналов.
Каждый канал может обмениваться информацией с ЦВМ по
резервированной линии МКО (МК01 - основная/резервная,
МК02 - основная/резервная) и с функциональными моду-
лями по межмодульному интерфейсу. При этом для обмена
используется только один канал, другой находится в дежур-
ном режиме («горячий» резерв). Тот канал МБ, через который
происходит обмен с ЦВМ, активизирует свой канал межмо-
дульного интерфейса для обмена с ФМ.
Основные компоненты канала МБ:
-	модуль обмена по МКО, реализующий на МКО функции
оконечного устройства;
-	программируемая логическая микросхема (FPGA), до-
пускающая многократное программирование.
Конфигурация программы, загружаемая в логическую
микросхему конкретного прибора, определяется конкретным
составом модулей ФМ и назначением прибора БУБК (набора
функций).
Функциональные модули могут быть различных типов.
Для СУБА автоматических КА разработан набор модулей:
-	модули, формирующие фидера питания ФМ1 и ФМ2;
-	модули, выдающие команды управления МК1, МК2 и
ЦМКДУ;
-	модуль фидеров питания основных средств, использу-
I емый для реализации функций начального включения БКУ и
! реконфигурации;
-	модуль обмена кодовой информацией.
Для МЛМ помимо модулей МБ, ФМ1, ФМ2, МК1, МК2,
МКДУ дополнительно разработан модуль дискретных сиг-
82
Глава 2
налов для опроса дискретных датчиков. Каждый канал МБ
и каждый ФМ имеет источник вторичного питания. ВИП ФМ
имеет вход, позволяющий отключить его по команде МБ. Это
позволяет уменьшить энергопотребление прибора в случае
длительного неиспользования конкретного ФМ Прибор БСКЭ
обеспечивает двухполюсную коммутацию и токовую защиту
четырех фидеров электропитания. Номинальный ток нагрузки
двух коммутаторов - 6 А, двух других -12 А. Коммутаторы по-
строены на основе интеллектуальных силовых транзисторов.
Коммутаторы управляются внешними командами.
СУБА автоматических космических аппаратов
Платформы (УКП) в РКК «Энергия» разработаны со-
временные связные автоматические КА «Ямал-100», «Ямал-
200», «Ямал-300» и КА дистанционного зондирования Земли
типа КА «Белка». Средства СУБА на УКП интегрированы в
бортовом комплексе управления со средствами БВС, СБИ и
СУДН и БРТК.
На этапе штатной эксплуатации бортовыми средствами
обеспечено автономное управление КА с минимальной под-
держкой со стороны наземного персонала управления. Все
задачи управления автоматизированы, включая задачи вы-
явления и парирования отказов и нештатных ситуаций. Под-
держка управления с Земли осуществляется в минимально
необходимом объеме, в основном в виде программы функ-
ционирования целевого оборудования и периодической кор-
рекции бортовой шкалы времени.
Средствами СУБА верхнего уровня являются программ-
ные средства общесистемного и функционального ПО СУБА
в составе интегрированного ПО БКУ и аппаратные средства
начального включения и реконфигурации (блок БВСУ).
Коммутационная среда БКУ образована совокупностью
унифицированных электронных блоков управления бортовым
Целевая
аппаратура (ЦА)
Функционально-структурная схема СУБА унифицированной
космической платформы
комплексом, разработанных с использованием современной
элементной базы и высоким уровнем резервирования, необходи-
мым для обеспечения продолжительности летной эксплуатации
в пределах 10-15 лет.
Система управления движением и навигацией
Режимы ориентации космических аппаратов
Состав систем ориентации. Система управления, осущест-
вляющая управление угловым положением (управление ори-
ентацией) космического аппарата в пространстве, называется
системой ориентации (системой управления ориентацией).
Управлением ориентацией космического аппарата называет-
ся осуществление требуемого для решения целевых задач КА
углового движения триэдра осей, связанных с КА, относитель-
но заданной в пространстве системы координат.
Первая из систем координат носит название связанной
системы координат, вторая - базовой системы координат.
Начала обеих систем координат, как правило, совпадают. Ча-
сто вместо термина «управление ориентацией» используется
термин «ориентация».
Система ориентации содержит:
-	систему определения ориентации, т. е. совокупность
приборов и устройств, позволяющих построить на борту ба-
зовую систему координат и определить кинематические па-
раметры, связывающие БСК и ССК;
-	систему исполнительных органов, т. е. устройства, фор-
мирующие требуемый для управления угловым движением
КА момент;
-	логические, преобразующие и вычислительные устрой-
ства, осуществляющие обработку информации, формиро-
вание алгоритмов управления, контроль работоспособности
элементов СО и т. д.
Классификация систем ори-
ентации. Классификация СО
производится по различным
признакам.
1.	По типу базовых систем
координат:
-	системы инерциальной
ориентации - базовая система
координат Кенигова, оси кото-
рой двигаются поступательно
(не вращаются) относительно
инерциального пространства;
-	системы орбитальной ори-
ентации; БСК-орбитальная, одна
из осей которой направлена по
радиусу-вектору, соединяющему
центры масс планеты и КА, вто-
рая - по направлению нормали
к плоскости орбиты, третья до-
полняет систему координат до
правой ортогональной;
-	системы солнечно-земной
ориентации - БСК определяется
векторами направления на Солн-
це и центр Земли;
83
ПАО «РКК «Энергия»
- системы ориентации во вращающейся системе коор-
динат, БОК вращается в инерциальном пространстве с неко-
торой угловой скоростью (система орбитальной ориентации
является частным случаем ориентации относительно враща-
ющейся системы координат).
2.	По степени полноты управления угловым положением:
-	одноосные СО; ориентируется лишь одна ось, связанная
с КА (стабилизация вращением, ориентация панелей солнеч-
ных батарей на Солнце и т. д.);
-	трехосные СО; осуществляется управление угловым по-
ложением триэдра осей, связанных с КА, относительно БСК.
3.	В зависимости от того, каким образом создаются
управляющие моменты:
-	активные - для создания моментов управления за-
трачивается энергия бортовых источников (электроэнергия
аккумуляторов, восполняемая солнечными батареями, либо
энергия рабочего тела, запасенного на борту КА);
-	пассивные - управляющие моменты создаются за счет
внешних физических полей (гравитационного, магнитного,
аэродинамических сил, сил солнечного давления и т. п.);
-	комбинированные, сочетающие свойства первых двух СО.
4.	По типу основных ориентиров, используемых для по-
строения БСК:
-	системы солнечной ориентации;
-	системы звездной ориентации;
-	системы ориентации на Землю и т. п.
5.	По степени использования наземных средств управления:
-	автономные; управление ориентацией осуществляется
бортовыми устройствами КА;
-	неавтономные; для управления угловым положением КА
применяются наземные средства.
Типовые режимы ориентации. В процессе работы система
ориентации осуществляет ряд режимов, основными из кото-
рых являются следующие.
1.	Успокоение, т. е. гашение угловых скоростей, получен-
ных КА после отделения от носителя или разгонного блока.
2.	Начальный поиск ориентиров - управление угловым
движением КА, в результате которого осуществляются поиск
и удержание в поле зрения соответствующих датчиков основ-
ных внешних ориентиров (Солнца, Земли, звезд).
3.	Приведение ориентации к заданной - совмещение свя-
занной и базовой систем координат.
4.	Поддержание требуемой ориентации - основной ре-
жим работы СО, в котором осуществляется стабилизация
связанной системы координат относительно базовой с тре-
буемой точностью.
5.	Режим программных поворотов - поворот КА относи-
тельно заданной оси на требуемый угол. Режим программ-
ных поворотов проводится для переориентации целевой ап-
паратуры, ориентации маршевых двигателей КА и т. п.
6.	Режим закрутки на Солнце - одноосная стабилизация
КА вращением, при которой вектор, нормальный поверхности
солнечных батарей, совпадает с точностью до ошибок ориен-
тации с направлением на Солнце. Этот режим используется в
- мимстаумые приборы с юрабгя Хоме ТМ*
- вновь разработанные приборы
Структурная схема СУД «Союз ТМА»
84
Глава 2
Структурная схема СУД корабля «Прогресс М» серии 401.
Окрашены приборы, которые заменили приборы СУД «Прогресс М» предыдущей серии.
БУС101-1 и БУС101-2-устройства сопряжения БЦВКЦВМ101 с бортовой аппаратурой; БИПС-М-
пятиосный акселерометр; МБИТС - цифровая телеметрическая система; СД - солнечный датчик
аварийных ситуациях, хотя для ряда КА он является типовым
рабочим режимом (при длительных полетах к планетам сол-
нечной системы для ориентации солнечных батарей).
Структуры системы управления движением
Система управления движением пилотируемых транс-
портных кораблей «Союз ТМА». 30 октября 2002 г. был за-
пущен к МКС новый пилотируемый транспортный корабль
«Союз ТМА», который планировалось эксплуатировать до
2011 г. Система управления движением «Союз ТМА» обеспе-
чивает с использованием двигательной установки корабля
выполнение маневрирующих импульсов по подъему орбиты
корабля и ее фазирования с орбитой МКС, закрутку корабля
на пассивных участках его полета с направлением солнеч-
ных батарей на Солнце, автономное сближение (с начальной
дальности от МКС около 600-800 км), облет и причаливание
к заданному узлу МКС, по завершению полета отстыковку
и отвод от МКС, последующий тормозной импульс и затем
управление спускаемым аппаратом на атмосферном участке
с посадкой на заданном полигоне.
В отличие от СУД ТПК «Союз ТМ», разработанной для со-
вместной работы со станцией «Мир», СУД ТПК «Союз ТМА»
обеспечивает новые качества, предъявляемые к совместной
работе с МКС и использованием корабля в качестве спасате-
ля: сближение должно выполняться с обеспечением безопас-
ности при двух отказах (для этой цели программы управле-
ния автономным сближением БЦВК «Аргон-16» нацеливают
корабль в «вынесенные» относительно реального нахожде-
ния МКС точки, что обеспечивает безопасный пролет мимо
станции в случае отключения СУД от управления), должен
обеспечиваться безопасный отвод после отстыковки корабля
как от «кормового», так и «надирных» портов МКС, направ-
ленных в сторону Земли (это реализовано в программном
обеспечении БЦВК «Аргон-16»), а также обеспечение спуска
на заданный полигон при увеличении допуска на разброс по-
ложения центра масс спускаемого аппарата (это обеспечива-
ется в программном обеспечении нового цифрового прибора
управления спуском КС020М).
В БО помещены радиолокатор «Курс», обеспечивающий
при автономном сближении поступающие в бортовой ком-
пьютер измерения параметров относительного движения
корабля, блок формирования от «Аргона-16» дисплейной
информации для космонавтов БФИ-Р и фара СМИ-4, осве-
щающая при стыковке в тени МКС.
В СА размещены шестиосный акселерометр БИЛУ (оси
направлены по гексаде), пульт космонавтов «Нептун-МЭ», оп-
тический визир космонавтов ВКС-4, ручка управления космо-
навтами ориентацией РУО, ручка управления космонавтами
перемещением РУД и аппаратура системы управления спу-
ском СА в атмосфере: компьютер КС020-М, блок управления
спуском БУПС-М, блок автоматики спуска БАСП-М, блок ав-
томатики двигателей БАСИО-С, блоки датчиков угловых ско-
ростей БДУС-II, свободный гироскоп СГ, измеряющий углы
разворотов СА, блок датчиков угловых скоростей резервного
баллистического спуска БДУС-III, ручка ручного управления
спуском РУС, блок резервного спуска БСУ-Р, запитывающий
аппаратуру спуска прибор ПТС-250РН. Наличие БЦВК в СУД
позволяет реализовать бескарданную инерциально-навига-
85
ПАО «РКК «Энергия»
ционную систему и на ее основе - оптимальное управление
ориентацией корабля.
Построение СУД обеспечивает принципы надежности и
безопасности, предъявляемые к пилотируемым космическим
кораблям: при одном отказе обеспечивается выполнение
программы полета, при двух отказах обеспечивается без-
опасность космонавтов, прежде всего, гарантируется без-
опасное возвращение экипажа на Землю.
Указанные качества достигаются троированием и дубли-
рованием аппаратуры, наличием нескольких контуров управ-
ления (основной - автоматический, с использованием БЦВК,
резервный - ручной контур управления; тормозной импульс
при выполнении спуска может выполняться автоматическим
аналоговым контуром управления, без использования БЦВК),
функциональным резервированием (при невозможности ав-
томатического построения ориентации при отказе обоих ИКВ
ориентация на Землю выполняется вручную, с последующим
возвратом на автоматическое управление), наличием автома-
тической диагностики и средств ручного контроля автоматиче-
ских режимов управления.
Автоматическая диагностика и автоматический выход
из нештатных ситуаций реализуется программами БЦВК.
Режим сближения с МКС также выполняется с использова-
нием БЦВК, алгоритмы которого автоматически реализуют
близкие к оптимальным по расходу топлива законы управ-
ления. Средства ручного управления позволяют при необхо-
димости выполнить с дальности, меньшей 200 м, причали-
вание корабля вручную.
Режимы спуска на Землю предусматривают следующий
приоритет режимов управления на атмосферном участке:
управляемый автоматический спуск на основной полигон
(максимальная перегрузка при номинальном управляемом
спуске не превышает 4 д), баллистический спуск, резервный
баллистический спуск. Баллистические спуски выполняются
на резервные полигоны с большей перегрузкой (до 8,5 д) и с
большими разбросами точки посадки.
Дальнейшим развитием СУД корабля «Союз ТМА» является
СУД грузовых кораблей «Прогресс М» серии 401. Главным от-
личием этих кораблей является замена БЦВК «Аргон-16» раз-
работки 1970-х гг. на современный БЦВК ЦВМ-101 с модерни-
зированным программным обеспечением. С 2010 г. планируется
аналогичная замена БЦВК и на пилотируемых кораблях «Союз
ТМА» серии 701.
После стыковки к МКС ЦВМ-101 корабля объединяется с
бортовой вычислительной системой МКС, которая может че-
рез ЦВМ-101 осуществлять включение двигателей КК «Про-
гресс М» с целью ориентации МКС. В отличие от БЦВК «Ар-
гон-16», ЦВМ-101 непрерывно работает со старта до спуска
кораблей «Прогресс М» и «Союз ТМА» в атмосферу Земли.
СУДН российского сегмента МКС. Проектирование и раз-
работка СУДН МКС проводилась совместно российскими и
американскими специалистами в 1994-2000 гг. В процессе
проектирования учеными двух различных научных школ были
согласованы используемые системы координат, единицы из-
мерений, используемые кинематические параметры, модель
атмосферы Земли, способы расчета аэродинамических ха-
рактеристик, типы ориентаций, необходимые для обеспечения
функционирования служебных систем PC и АС, точностные
характеристики управления движением и навигацией, мето-
ды анализа динамических процессов, динамическая модель
МКС, методы верификации и т. п. Особое место отводилось
согласованию интерфейсов программного обеспечения, моде-
лей движения, используемых на наземных стендах, отработке
программного обеспечения СУДН МКС на стендах Москвы и
Хьюстона.
Функции системы управления движением российского
сегмента были сформулированы следующим образом:
1.	Выполнение ориентации, стабилизации и разворотов
станции с помощью реактивных двигателей ориентации слу-
жебного модуля и пристыкованных кораблей и модулей.
2.	Выполнение маневров формирования и поддержания
орбиты МКС с использованием РД станции, кораблей и мо-
дулей.
3.	Выполнение «разгрузки» кинетического момента, на-
копленного силовыми гироскопами американского сегмента
CMG (Control Moment Gyroscope).
4.	Автономное определение орбиты станции (навигаци-
онного вектора состояния) и ориентации станции на любой
фазе полета.
5.	Обеспечение транспортных операций для транспортных
кораблей «Союз ТМ», «Прогресс М», Space Shuttle, ATV ESA.
6.	Обеспечение отказоустойчивого функционирования си-
стемы с выполнением требований по безопасности, соответ-
ствующих пилотируемому космическому полету.
Опыт эксплуатации станции «Мир» показал критичность
проблемы отказов в СУДН для жизнеспособности станции.
Несмотря на то, что СУДН выполнена с удовлетворением тра-
диционных принципов отказоустойчивости (резервирование
на внутриприборном, приборном и режимном уровнях с ав-
тономной диагностикой и адаптацией к отказам), длительное
постоянное функционирование приводит к потере ее работо-
способности и необходимости проведения ремонтно-восста-
новительных работ с участием экипажа.
Эта проблема была решена в МКС за счет создания двух
систем управления: российской (PC) и американской (АС),
работающих одновременно. Взаимодействие СУДН PC и
СУДН АС строится по принципу «ведущий - ведомый». В каж-
дый момент времени управление движением выполняет одна
из двух систем (СУДН PC или СУДН АС) - «ведущий». Другая
система управления (соответственно СУДН АС или СУДН PC)
- «ведомый» подчиняется «ведущему» и оказывает ему под-
держку данными, исполнительными органами.
Две системы управления имеют отличия в датчиках
и исполнительных органах. Так, российская СУДН в каче-
стве исполнительных органов имеет реактивную систему
управления ориентацией и маневрами. Последнее объяс-
няется проектом МКС и тем местом, которое в МКС зани-
мает российский сегмент станции. Американская СУДН со-
держит силовые гироскопы для постоянной безрасходной
стабилизации станции.
Функциональные задачи, решаемые СУДН PC:
-	определение ориентации и угловой скорости;
-	определение вектора состояния;
-	управление ориентацией с использованием двигателей;
-	проведение коррекций орбиты, включая маневр увода
от «осколков»;
86
Глава 2
Датчиковая
Американский сегмент |	Российский сегмент
- Звёздные
датчики
- Солнечные
датчики
-ИКВ
- Магнитометры
Датчики угловой
CKCpCCTF'
-ГИВУС
-ОРТ
Аппаратура
спутниковой
няьигаии"
(АСН)
КУРС
Измерители
угловой
скорости
GPS
-положение
ориентация
Определение
ориентации
Исполнительные
Программное обеспечение	органы
БИНС
Сближение
и стыковка
Автономная
навигация
БИНС
Определение
ориентации
Управление
наведением антенн,
солнечных батарей,
радиатора
Приводы СБ
Привод радиатора |
Автономная
навигация
Интегрированная система управления движением МКС
АС СУДН	Положение и скорость движения ц.м. МКС	PC СУДН
	Угловая скорость МКС	
	Угловое рассогласование между инерциальной и связанной системами ^оординат МКС	
	Угловое рассогласование между орбитальной и связанной системами координат МКС	
	Вектор суммарного кинетического момента силовых гироскопов CMG	
	Вектор суммарного кинетического момента гиродинов	
	Команды, данные для проведения разгрузки CMG на РД PC	
	Статусы, данные о проведении разгрузки	
	Команды, статусы для изменения режимов работы СУДН	
	Массоинерционные характеристики МКС	
	Углы поворотов вращающих конструкций АС	
	Данные о перемещении грузов манипулятором PC	
		
Интерфейс между СУДН российского и американского сегментов МКС
87
ПАО «РКК «Энергия»
-	управление наведением солнечных батарей, радиатора,
средств связи;
-	выполнение разгрузки американских силовых гироскопов;
-	обеспечение режимов стыковок с российскими кора-
блями, «Шаттлом», ATV;
-	передача управления СУДН АС в нештатных ситуациях;
-	передача данных по ориентации, угловой скорости, век-
тору состояния в СУДН АС.
Функциональные задачи, решаемые СУДН АС:
-	управление ориентацией с использованием силовых ги-
роскопов и, на ранних стадиях полета МКС, по данным ориен-
тации предоставляемых СУДН PC;
-	определение ориентации, угловой скорости, вектора со-
стояния;
-	обеспечение режима стыковки с «Шаттлом»;
-	поддержание равновесной ориентации, обеспечиваю-
щей требования по микрогравитации;
-	управление наведением антенн, солнечных батарей ра-
диаторов;
-	передача управления СУДН PC в нештатных ситуациях;
-	передача данных по ориентации, угловой скорости, век-
тору состояния в СУДН PC.
Различная приборная реализация БИНС, состава датчиков
первичной информации, компьютерных систем СУДН и про-
граммного обеспечения позволили получить резервирование
СУДН несистемном уровне. Наличие дополнительной первичной
информации делает каждую систему существенно более устой-
чивой к отказам приборов и датчиков первичной информации.
Далее приведем состав датчиковой аппаратуры и испол-
нительных органов PC МКС:
-	высокоточный измеритель угловой скорости (ГИВУС),
имеющий 4 измерительных канала, диапазон измерений -
0,4 град./с;
-	резервный измеритель угловой скорости (ОРТ), средне-
го класса точности, имеющий 3 измерительных канала, диа-
пазон измерений -10 градУс;
-	3 звездных датчика БОКЗ с погрешностью измерений +1;
-	4 солнечных датчика 251К с погрешностью измерений +3;
-	3 датчика инфракрасной вертикали секущего типа с по-
грешностью измерений 1 град.;
-	2 магнитометра СМ-8М;
-	оптические визиры ПУМА и ВП-2;
-	2 комплекта аппаратуры спутниковой навигации;
-	аппаратура «Курс»;
-	32 двигателя ориентации, СМ объединенные в два кол-
лектора по 16 ДО, тяга одного ДО -13,3 кГ;
-	2 корректирующих двигателя КД1 и КД2 СМ с тягой
300 кГ каждый;
-	24 двигателя причаливания и ориентации транспортно-
го-грузового корабля «Прогресс-М1»;
-	8 двигателей ориентации и 8 двигателей коррекции ор-
биты европейского транспортно-грузового корабля (ATV).
В результате успешно проведенной работы специалиста-
ми двух стран впервые в мировой практике была создана ин-
тегрированная СУДН, включающая СУДН PC и СУДН АС.
Структура СУДН автоматических космических аппара-
тов. СУДН спутников создана как единая интегрированная
система, решающая задачи ориентации, маневров спутников,
управления аппаратурой СУДН на основе цифровой управля-
ющей системы.
Приборный состав СУДН спутника «Ямал-100»
-	БОКЗ - прибор определения координат звезд;
-	БОКС - прибор определения координат центра Солнца;
-	БОКЦ- прибор определения координат центра Земли;
-	ГИВУС - гироскопический измеритель вектора угловой
скорости;
-	КМХ «Колокол» - комплекс управляющих двигателей-
маховиков;
-	УДМ - управляющий двигатель-маховик КМХ;
-	ИКВ - датчик инфракрасной вертикали.
Датчиковая аппаратура СУДН космических аппаратов
«Ямал» состоит из следующих приборов:
1.	Гироскопический измеритель угловой скорости.
ГИВУС предназначен для измерения приращения инте-
гралов от проекций вектора угловой скорости КА на измери-
тельные оси прибора. Прибор содержит четыре измеритель-
ных канала, состоящих из гироскопического чувствительного
элемента с обслуживающими электронными подсистемами
и вторичным источником питания и единую систему термо-
статирования.
Оси чувствительности прибора расположены равномерно
по образующей конуса с углом полураствора 54,7356 град., что
позволяет обеспечивать работоспособность БИНС при отказе
любого измерительного канала. Чувствительным элементом
измерительного канала является поплавковый двухстепенной
гироскоп, гироузел гироскопа охвачен электромеханической об-
ратной связью.
2.	Датчик определения координат звезд.
БОКЗ является оптико-электронным прибором, предна-
значенным для определения совместно с БЦВМ ориентации
приборной системы координат относительно звезд. Резуль-
таты измерений используются в СУДН для определения про-
странственного положения космического аппарата в инер-
циальной системе координат. Принцип действия основан на
съемке участка звездного неба, преобразования изображе-
ния в видеосигнал, обработки его и формирования массива
информации для передачи в БЦВМ.
3.	Датчик определения координат Солнца.
Прибор БОКС является прецизионным оптико-электрон-
ным прибором, который обеспечивает измерение направле-
ния на центр Солнца в приборной системе координат в виде
направляющих косинусов, обработку и выдачу их в БЦВС.
Принцип действия основан на регистрации излучения от
Солнца в видимом диапазоне спектра координатно-чувстви-
тельным приемником (ПЗС-линейка). Излучение проектиру-
ется на ПЗС с помощью щелевой оптической камеры, что
позволяет определять две координаты одним приемником
ПЗС. Видеосигнал с ПЗС обрабатывается спецвычислителем
прибора, полученная информация передается в БЦВС.
Прибор используется для точного наведения заданной
оси КА на центр Солнца из неориентированного положения, а
также для периодической коррекции уходов БИНС (совмест-
но с датчиком центра Земли).
4.	Датчик определения координат центра Земли.
Прибор БОКЦ является оптико-электронным прибором
ориентации по Земле и обеспечивает определение направле-
88
Глава 2
Структура СУДН спутника «Ямал»
ния на центр Земли в приборной системе координат направ-
ляющих косинусов и выдачу их в БЦВС. Принцип действия
прибора основан на получении проекции солнечного света,
отраженного от Земли и проходящего через щелевую маску,
нелинейном ПЗС-приемнике.
Прибор используется для наведения заданной оси КА на
центр Земли, а также для периодической коррекции уходов
БИНС (совместно с датчиком Солнца).
5.	Датчик определения инфракрасной вертикали.
Прибор ИКВ 256К является однокоординатным оптико-
электронным прибором с линейным сканированием, работа-
ющим в инфракрасном диапазоне спектра от 7 до 20 мкм,
предназначенным для определения совместно с БЦВМ ори-
ентации плоскости чувствительности прибора относительно
местной вертикали Земли. Дополнительной функцией при-
бора является определение координат Солнца.
Исполнительные органы СУДН:
1.	Для управления движением вокруг центра масс КА
и поддержания заданной стабилизации при выполнении
штатной программы полета используется комплекс «КМХ
Колокол». Комплекс обеспечивает создание управляющих
моментов, воздействующих на космический аппарат в ре-
жимах стабилизации и программных поворотов. Состоит
из четырех управляющих двигателей-маховиков «ДМ-001
Колокол», предназначенных для создания управляющих
моментов по осям, параллельным осям вращения ротора
и электронного прибора «ЭП Колокол», обеспечивающего
работоспособность системы из четырех маховиков и сопря-
жение с системой управления КА.
2.	Для гашения остаточных угловых скоростей после раз-
деления КА, разгрузки кинетического момента маховиков,
парирования нештатных ситуаций используются 12 газовых
двигателей, объединенных в два коллектора по 6 ГД, с тягой
одного ГД от 10 до 50 гс.
3.	Для выполнения маневров установки КА в заданные
орбитальные позиции, коррекции орбиты для удержания
КА в заданной орбитальной позиции, увода КА с ГСО по за-
вершении работы, а также разгрузки кинетического момента
системы маховиков используются 8 электрореактивных дви-
гателей (тяговых модулей) с тягой 4 гс каждый.
Программно-аппаратные средства пульта обеспечивают
на всех этапах полета выполнение основных функциональ-
ных задач:
-	организацию диалогового взаимодействия экипажа ЛА
с вычислительными средствами объекта;
-	прием по «прямым» связям, преобразование и обра-
ботку информации от датчиков релейного типа и аналоговых
датчиков;
89
ПАО «РКК «Энергия»
-	формирование аварийно-предупредительных световых
и звуковых сигналов;
-	формирование и отображение дисплейной и телевизи-
онной информации, в т. ч. в режимах совмещения на экранах
ЖКИ;
-	преобразование отображаемой на экранах ЖКИ инфор-
мации в полный телевизионный сигнал для передачи на Зем-
лю с целью дистанционного контроля;
-	выдачу команд управления системами и агрегатами объ-
екта;
-	регистрацию входных сигналов и команд управления в
энергонезависимой памяти;
-	формирование и выдачу телеметрической информации;
-	программно-логическое управление системами кора-
бля;
-	информационную поддержку деятельности экипажа с
выдачей рекомендаций по действиям в нештатных ситуациях.
Бортовой радиотехнический комплекс
Основные задачи и состав
Бортовые радиотехнические комплексы представляют
собой совокупность радиотехнических систем, приборов и
устройств, устанавливаемых на изделиях ракетно-космической
техники для обеспечения выполнения их полетных заданий.
Средства БРТК, устанавливаемые на изделиях РКТ, выполняют
следующие задачи:
-	совместно с наземными средствами:
•	прием от центров управления полетом и командно-из-
мерительных пунктов командно-программной информации,
обработку ее и выдачу в бортовой комплекс управления из-
делия РКТ, передачу в ЦУП квитанций о прохождении на борт
КПИ;
•	контроль и управление средствами космического аппа-
рата при автоматической или автоматизированной стыковке
его к другому КА или космической станции;
•	двухстороннюю связь между членами экипажа при вне-
корабельной деятельности;
•	контроль за состоянием членов экипажа и работоспо-
собностью их скафандров при ВКД;
-	совместно с другими радиосредствами:
•	обеспечение двухсторонней телефонной связи средств
наземной поисково-спасательной службы с экипажем спу-
скаемого аппарата и радиопеленгации места посадки СА;
•	автономное определение местоположения изделий РКТ,
включая СА, с использованием космических навигационных
комплексов;
•	обеспечение двухсторонней связи радиосредств БРТК с
наземными командно-измерительными пунктами и ЦУП при
приемо-передаче различной информации не только непо-
средственно по радиолиниям «Земля - изделие РКТ - Зем-
ля», но и через спутники-ретрансляторы, устанавливаемые
на геостационарной орбите.
Состав средств бортового радиотехнического комплекса
(совокупность систем, приборов и устройств) определяется
составом задач каждого конкретного изделия РКТ. По соста-
ву задач и условиям работы, определяющим состав средств
БРТК, изделия РКТ могут быть классифицированы следую-
щим образом:
-	пилотируемая программа:
•	долговременная орбитальная станция, Международная
космическая станция и модули в составе МКС;
•	пилотируемые транспортные корабли;
•	беспилотные грузовые корабли;
•	автономные беспилотные или посещаемые модули по
программе МКС;
•	сверку бортового и наземного времени;
•	формирование и передачу в ЦУП телеметри-
ческой информации для контроля функциониро-
вания бортовых систем и агрегатов изделия РКТ;
•	обеспечение измерения на средствах КИП па-
раметров орбиты полета изделий РКТ;
•	двухстороннюю телефонную связь экипажа
изделия с ЦУП;
•	двухстороннюю телевизионную связь экипа-
. жа изделия с ЦУП;
•	обмен между ЦУП и экипажем цифровой ин-
формацией при ручном или автоматизированном
управлении и контроле средств и агрегатов изде-
лия;
•	телевизионный контроль за внутренними и
внешними фрагментами изделия РКТ, внешними
объектами и пространством;
•	передачу на Землю научной широкополосной
цифровой информации по результатам проведе-
ния экспериментальных работ;
-	совместно с другими бортовыми радиосред-
ствами изделий РКТ:
•	двухстороннюю телефонную связь экипажей
двух космических аппаратов при совместном поле-
те или/и при их стыковке;
Структурная схема БРТК служебного модуля
90
Глава 2
Табл. 2
Данные по системам БРТК служебного модуля МКС
Система	Название системы	Разработчик системы	Выполняемые функции
Бортовая радиосистема управ- ления и связи	«Регул-ОС»	РНИИ КП	-	прием от ЦУП КПИ, обработка ее и выдача в системы БКУ; -	передача в ЦУП квитанций о прохождении на борт КПИ; -	обеспечение измерения параметров орбиты; -	обмен между ЦУП и экипажем цифровой информацией; -	передача на Землю научной широкополос- ной ЦИ; -	резервирование ПРД СТИ по передаче в ЦУП телеметрической информации; -	резервирование ПРМ и ПРД СТТС в части обмена телефонной связью ЦУП и экипажа; -	резервирование ПРМ и ПРД ТВС в части обмена телевизионной связью ЦУП и экипажа
Бортовая радиотехническая система спутниковой связи	«Лира»	РНИИ КП	- обеспечение двухсторонней связи через СР систем БРТК с ЦУП при приемо-передаче КПИ, ЦИ, ТМИ, ТЛФ- и ТВ-сигналов
Система телефонно-телеграф- ной связи	«Восход-М»	МНИИРС	- внутренняя двухсторонняя телефонная связь служебного модуля с другими модулями МКС; - двухсторонняя телефонная связь экипажа с ЦУП; -	двухсторонняя телефонная связь экипажа с транспортными кораблями при стыковке; -	двухсторонняя телефонная связь экипажа при ВКД; -	приемо-передача сигналов управления при стыковке с транспортными и грузовыми кораблями
Телевизионная система с си- стемой уплотнения цветного телевизионного сигнала	«Клест-М» и «Кулик-2»	вниит, ониит	-	внутренняя двухсторонняя телевизионная связь служебного модуля с другими модуля- ми МКС; -	двухсторонняя телевизионная связь экипажа с ЦУП; -	телевизионный контроль за внешней поверх- ностью МКС и внешними изделиями РКТ
Система телеметрических измерений	БИТС2-12	РНИИ КП	-	формирование телеметрической информа- ции контроля функционирования систем и агрегатов СМ; -	передача ТМИ в ЦУП; -	обработка и представление ТМИ на пульты экипажу СМ
91
ПАО «РКК «Энергия»
-	низкоорбитальные автоматические космические
аппараты, в т. ч. системы дистанционного зондирования
Земли;
-	высокоорбитальные автоматические космические аппара-
ты систем связи, навигации и мониторинга Земли;
-	малые космические аппараты;
-	средства выведения:
•	ракеты-носители;
•	разгонные блоки.
На изделиях РКТ используются следующие средства бор-
тового радиотехнического комплекса:
-	комплексные радиосистемы, обеспечивающие приемо-пе-
редачу практически всех видов информации между наземными
средствами ЦУП-КИП и изделием РКТ;
-	специализированные системы:
•	системы телефонно-телеграфной связи экипажа и пе-
ленгации;
•	телевизионные системы;
•	системы телеизмерений;
•	приборы для ретрансляции сигналов измерения даль-
ности;
-	антенно-фидерные устройства радиосистем и приборов.
В состав бортового радиотехнического комплекса кон-
кретного типа изделия РКТ могут входить как совокупность
различных систем, приборов и устройств, так и только одна
радиосистема с АФУ.
В составе бортового радиотехнического комплекса слу-
жебного модуля МКС используются:
-	комплексные радиосистемы:
•	бортовая радиотехническая система управления и связи
ДМ-диапазона РСУС «Регул-ОС»;
•	бортовая радиотехническая система СМ-диапазона
БРТС «Лира»;
-	специализированные системы:
•	СТТС «Восход-М»;
•	телевизионная система ТВС, состоящая из аппаратуры
«Клест-М» и системы уплотнения цветного телевизионного
сигнала «Кулик-2»;
•	система телеметрических измерений БИТС2-12;
-	антенно-фидерные устройства:
•	АФУ системы «Регул-ОС»;
•	АФУ системы «Лира»;
•	АФУ системы «Восход-М»;
•	АФУ системы «Клест-М»;
•	АФУ системы БИТС2.
Специализированные системы связи и телевидения обе-
спечивают ТЛФ- и ТВ-связь всех модулей Международной
космической станции за счет установки в составе этих модулей
абонентской аппаратуры телефонной связи, телевизионных ка-
мер и коммутационной аппаратуры и/или использования пере-
носных телекамер. СТТС обеспечивает приемо-передачу сигна-
лов телеоператорного режима управления при ручной стыковке
кораблей к МКС.
Комплексная система «Регул-ОС» выдает в систему управ-
ления бортовой аппаратурой разовые команды, а в бортовую
цифровую вычислительную систему - цифровую информа-
цию для формирования и коррекции программ управления
системами СМ.
Комплексные радиосистемы «Регул-ОС» и «Лира» обеспечи-
вают, кроме собственных функций приемо-передачи командной
и цифровой информации управления и обмена с ЦУП, и ретран-
сляцию сигналов для измерения параметров орбиты, резервиро-
вание приемо-передающих трактов систем телевидения, телефо-
нии и телеметрии.
Все системы БРТК имеют следующие общие характеристи-
ки, определяемые энергетическими потенциалами радиолиний:
-	используемый частотный диапазон;
-	предельную дальность связи;
-	пропускную способность или скорость передачи инфор-
мации;
-	применяемые методы передачи информации (модуля-
ция, помехоустойчивое кодирование, использование ответ-
ного канала для контроля и исправления ошибок и т. п.);
-	методы совмещения при одновременной передаче не-
скольких информационных каналов.
Перечень используемых частот радиосистем, применяемые
виды формирования и обработки сигналов, предельные скоро-
сти передачи для различных видов информации, способы со-
вмещения каналов информации и другие параметры приведены
в разделах по системам.
Антенно-фидерные устройства ракетно-
космических комплексов
Классификация антенн
На ракетных носителях и космических аппаратах раз-
личного назначения устанавливается большое количество
радиосистем. Эти радиосистемы осуществляют свою работу
через бортовые передающие и приемные антенно-фидер-
ные устройства. В практике проектирования, разработки и
эксплуатации различных РКК утвердились следующие клас-
сификации бортовых АФУ:
1.	По месту установки и целевому назначению:
-	антенные устройства для PH, в т. ч. антенны для голов-
ных частей, ГЧ и корпусные;
-	антенные устройства для КА, включая беспилотные,
пилотируемые, орбитальные станции, многоразовые транс-
портные системы.
2.	По диапазонам рабочих частот:
-	антенны коротковолновой и ультракоротковолновой связи;
-	антенны метрового, дециметрового и сантиметрового
диапазонов.
3.	По амплитудным характеристикам (диаграммам на-
правленности) излучаемого (принимаемого поля):
-	антенны всенаправленные;
-	антенны малонаправленные;
-	антенны остронаправленные, включая многодиапазон-
ные, многолучевые, ОНА со специальными формами диа-
грамм направленности;
-	большие трансформируемые антенны космического ба-
зирования;
-	антенны с электрически управляемыми лучами (пассив-
ные и активные антенные решетки ФАР и АФАР).
4.	По поляризационным характеристикам:
-	антенны с линейной поляризацией излучаемого (при-
нимаемого) поля;
92
Глава 2
-	антенны с эллиптической поляризацией излучаемого
(принимаемого) поля.
Рабочие диапазоны частот
Антенны являются неотъемлемой частью любой радио-
технической системы (командная радиолиния; телеметри-
ческая система; радиоконтроль орбиты; радионавигация и
радиопеленгация; системы обмена полезной информацией
между бортом и Землей; системы ретрансляции информации
по радиоканалам «Земля - КА - Земля» и др.). Эти системы
используют различные диапазоны рабочих частот f или длин
волн I.
Основные параметры бортовых антенных устройств
Размеры, число и требования по размещению антенных
устройств на летательных аппаратах оказывают существен-
ное влияние на конструкцию PH и КА. С другой стороны, фор-
ма и габариты ЛА существенно влияют на радиотехнические
параметры антенны. Поэтому конструирование ЛА в боль-
шинстве случаев не может осуществляться без решения ан-
тенных проблем, равно как и разработка антенных устройств
не может вестись в отрыве от типа, габаритов и конфигура-
ции ЛА, на которых предполагается их использование.
Бортовые антенно-фидерные устройства должны удов-
летворять целому ряду радиотехнических требований (харак-
теристик), главными из которых являются:
-	направленные свойства излучаемого (принимаемого)
поля;
-	поляризация излучаемого (принимаемого) поля;
-	согласование в рабочем диапазоне частот;
-	энергетические параметры антенны.
Кроме того, бортовые антенны должны удовлетворять
ряду эксплуатационных, габаритно-массовых и экономиче-
ских требований.
Под направленностью имеется в виду пространственная
избирательность антенны, определяемая формой амплитуд-
ной диаграммы направленности для основной (рабочей) по-
ляризации. Различают всенаправленные, малонаправленные
и остронаправленные антенны.
Всенаправленные антенны обеспечивают излучение
(или прием) радиосигналов во всем пространстве 4л
стерадиан. Так как абсолютную всенаправленность даже
теоретически реализовать нельзя, то всенаправленные
антенны характеризуются коэффициентами вероятно-
сти связи. Под коэффициентом вероятности связи по-
нимается процентное значение от общего телесного угла
4л стерадиан, в пределах которого уровень излучаемого
(принимаемого) сигнала не падает ниже минимально не-
обходимой величины.
Малонаправленные антенны характеризуются значениями
ширины амплитудной диаграммы направленности по уровню
половины мощности 0О5. Для МНА ширина диаграммы направ-
Табл. 3
Диапазоны рабочих частот (Пц; мГц; ГГц) и длин волн (м; см)
Диапазоны	Российская		Англо-американская	
	частота	длина волны	частота	длина волны
КВ	3-30 мГц	100-Юм	HF 3-30 мГц	100-Юм
Метровый	30-300 мГц	10-1 м	VHF 300-1000 мГц	1-0,3 м
Дециметровый	0,3-3 ГГц	100-10 см	VHF 300-1000 мГц L 1-2 ГГц S 2-4 ГГц	1—0,3 м 30-15 см 15-7,5 см
Сантиметровый	3-30 ГГц	10-1 см	С 4-8 ГГц X 8-12 ГГц Ku 12-18 ГГц	7,S3,75 см 3,75-2,5 см 2,5-1,7 см
Миллиметровый	ЗО^ООГГц	10-1 мм	К 18-27 ГГц Kv 27-40 ГГц Мт 40-300 ГГц	1,7-1,1см 1,1-0,75 см 7,5-1 мм
93
ПАО «РКК «Энергия»
ленности по уровню половины мощности может колебаться от
20-30 ° до 130-150 °.
Ширина диаграммы направленности зависит от размеров
антенны D по отношению к рабочей длине волны. Эта зави-
симость имеет вид
0О5 = 6О-75 A/D,
где А - рабочая длина волны (в сантиметрах),
D - диаметр раскрыва антенны (в сантиметрах).
Значение коэффициента 60-75 зависит от распределе-
ния поля в антенне; при равноамплитудном распределении -
60; при спадающем до 0 на краю антенны - 75.
Для оценки выигрыша применения малонаправленной
или остронаправленной антенны по сравнению со всенаправ-
ленной служит коэффициент направленного действия. Диа-
граммы направленности всенаправленных и малонаправлен-
ных антенн могут иметь в рабочих секторах углов провалы,
вызванные влиянием корпуса ЛА, выступающими конструк-
циями, краевыми эффектами в конструкции и установке ан-
тенны на ЛА. Допустимый уровень провалов оговаривается
на стадии проектирования.
Остронаправленные антенны имеют ширину диаграммы
направленности по уровню половины мощности от несколь-
ких градусов (0О5 = 5-10 °) до нескольких долей градуса
(Оо5 = 0,1-1 °). Важнейшей характеристикой остронаправ-
ленных антенн является уровень боковых лепестков по
сравнению со значением сигнала в максимуме диаграммы.
Уровень боковых лепестков нередко определяет предель-
ные характеристики радиотехнической системы. Как прави-
ло, уровень боковых лепестков ОНА должен быть не выше
показателя от -18 до -30 дБ.
Энергетические параметры антенны являются важнейши-
ми радиотехническими характеристиками. К их числу отно-
сятся шумовая температура антенны, предельно излучаемая
мощность антенны, при которой гарантируется электриче-
ская мощность антенны, и допустимый уровень потерь (КПД)
в антенне. Произведение КНД антенны на КПД определяет
важнейший параметр антенны, ее усиление.
По типу излучаемой (принимаемой) поляризации ан-
тенны делятся на линейно поляризованные и эллиптически
поляризованные. Тип и параметры поляризации борто-
вой антенны должны быть увязаны с соответствующими
параметрами наземной антенны. Ошибка в выборе типа и
параметров поляризации может привести к снижению эф-
фективности, а в ряде случаев (взаимно ортогональные ли-
нейные и эллиптические поляризации) и к полной потере
радиоканала.
Входное сопротивление антенны должно быть согла-
совано с соответствующими параметрами передающих и
приемных устройств для обеспечения наибольшей эффек-
тивности их работы в рабочем диапазоне и полосе рабочих
частот. При этом под рабочим диапазоном понимают сово-
купность частот (или длин волн), на которых данная антенна
способна эффективно работать. Под полосой рабочих частот
понимается спектр одновременно принимаемого (или излу-
чаемого) сигнала в данном применении антенны. Различают
резонансные, диапазонные, широкополосные и сверхширо-
кополосные антенны. Использование последних позволяет
уменьшить количество антенн на ЛА.
Антенные устройства на PH
На боевых ракетах и ракетных носителях различного на-
значения используется большое количество радиосистем,
включая телеметрические, командные радиолинии, радио-
контроль орбиты и др. Эти системы работают на антенные
устройства, размещаемые как на головных частях, так и на
корпусе носителя.
Рабочий диапазон систем - от УКВ и метрового до корот-
кого сантиметрового. В качестве антенн, устанавливаемых на
бортовых поверхностях ГЧ, используются различные моди-
фикации щелевых и пазовых антенн м-, дм- и см-диапазонов.
Антенны размещаются под теплозащитой. Их работа обе-
спечивается через специальные диэлектрические вкладыши
на основе стекломасс. Эти вкладыши имеют малые (по срав-
нению с основной теплозащитой) потери. В ряде случаев бо-
ковые стенки вкладышей металлизируют, чтобы исключить
возможность появления поверхностной волны вдоль ТЗП.
На донной части ГЧ используются антенны щелевого и ви-
браторного типа м-, дм- и см-диапазонов. При этом вибратор-
ные антенны изготавливаются из жаропрочных материалов и
покрываются слоем теплозащиты.
Корпусные антенны PH гораздо разнообразнее по кон-
струкции. В метровом диапазоне используются различные
модификации вибраторных антенн: несимметричные наклон-
ные штыревые антенны, шлейф-вибраторы, петлевые вибра-
торы и т. д.
В дм- и см-диапазонах кроме щелевых излучателей при-
меняются вибраторные, в т. ч. турникетные, антенны поверх-
ностной волны, антенны в виде открытого конца волновода со
специальной диаграммоформирующей насадкой, антенны ру-
порного типа, обеспечивающие преимущественное излучение
вдоль оси ракеты.
В большинстве своем эти антенны изготавливаются из
жаропрочных материалов; при необходимости конструк-
ция антенн защищается специальными термостойкими
обтекателями. Если антенны используются в передающих
каналах со значительными уровнями мощности (50-100
Вт и более), то в процессе разработки испытываются на
СВЧ-пробой на критических частотах. При необходимости
в конструкцию антенны вводят элемент защиты от возник-
новения пробоя.
Антенные устройства для КА
Антенные устройства для КА различного назначения (пило-
тируемые, беспилотные, орбитальные станции, многоразовые
транспортные системы) обладают наибольшим разнообра-
зием как по используемым диапазонам радиоволн, ампли-
тудным и поляризационным характеристикам излучаемого
(принимаемого) поля, так и конструктивному исполнению. На
современных КА, особенно таких крупных, как орбитальные
станции, КА для полета к Луне и планетам Солнечной системы,
многоразовые транспортные системы используются радиоси-
стемы частотных диапазонов от КВ- и УКВ- до см-диапазона.
На пилотируемых КА в КВ- и УКВ-диапазонах работает аппа-
ратура переговорных радиолиний с Землей, межкорабельная
связь, системы пеленгации и др.
В антенных решениях широко используются элементы
конструкции КА. Так, в переговорных радиолиниях исполь-
94
Глава 2
зуются в качестве антенн панели солнечных батарей. Ши-
рокое распространение получили оригинальная конструк-
ция щелевой антенны в люке-лазе спускаемого аппарата,
пеленгационная кабельная антенна в стропах спускаемого
аппарата, кабельная антенна, вмонтированная в скафандр
космонавта. В донной части спускаемых аппаратов устанав-
ливаются рулеточные пеленгационные антенны, изготов-
ленные из бериллиево-бронзовой ленты.
В дм-диапазоне радиоволн работают многочислен-
ные системы КРЛ, телеметрии, спутниковой навигации,
передачи телевидения на наземные пункты и др. В этих
диапазонах «электрический поперечник» КА имеет вели-
чину Ка = 15 - 30, и режим всенаправленного излучения
организовывать значительно труднее. Как правило, для
организации такого режима используются 2-3 малона-
правленные антенны, подключенные к одному фидеру,
идущему к передающим или приемным устройствам ради-
осистемы. Суммарные диаграммы направленности такой
составной антенной системы имеют характерные зоны
интерференции. Качество всенаправленности такого АФУ
определяется по кривым вероятности связи, о чем гово-
рилось выше. Конструктивное исполнение таких антенн
- самое разнообразное: щелевые излучатели на экранах
или корпусе КА, вибраторные и турникетные антенны,
сверхширокополосные двухзаходные спиральные антен-
ны на конусе или полусфере и т. д.
Эти же излучатели используются и для реализации режима
МНА, когда один такой излучатель подключается напрямую к
приемо-передающей аппаратуре. Такие малонаправленные ан-
тенны должны соответствовать целому ряду радиотехнических,
эксплуатационных и габаритно-массовых требований. В части
радиотехнических характеристик - ширина диаграммы направ-
ленности по половине мощности, усиление, требование по по-
ляризации (линейная или эллиптическая), по согласованию,
по рабочему диапазону и рабочей полосе частот. В части экс-
плуатационных - механическая прочность, термостабильность,
живучесть в условиях космической среды. В части габаритно-
массовых требований - минимальные габариты и вес, удобство
и простота установки на КА и т. д.
В см-диапазоне радиоволн на КА работают системы КРЛ,
радиоконтроля орбиты, антенны с глобальным покрытием
поверхности Земли и т. д.
Принципы создания режимов ВНА и МНА аналогичны
тому, что и в дециметровом диапазоне. Наборы радиотехни-
ческих, эксплуатационных и габаритно-массовых требований
такие же, что и в дм-диапазоне.
Конструктивная реализация: различные схемы волновод-
ных щелевых излучателей, антенны в виде открытого конца
волновода, диэлектрические, спиральные излучатели, рупор-
ные антенны, печатные излучатели и др.
Остронаправленные антенны для КА
Почти на всех ЛА, предназначенных для полетов к Луне,
планетам Солнечной системы, на орбитальных станциях,
многоразовых транспортных системах и абсолютно на всех
связных КА устанавливаются остронаправленные антенны.
В абсолютном большинстве случаев ОНА строятся на базе
параболических рефлекторов.
В зависимости от решаемых задач диаметры рефлекто-
ров колеблются от (10-15) X до (80-150) X и более. Соот-
ветственно диаграммы направленности таких антенн коле-
блются от 5-8 ° до 0,5-0,1 °. Из сказанного следует, что в
см- и дм-диапазонах диаметры этих антенн могут состав-
лять от 0,5-1 м до 3-4 м и более.
Компоновка таких габаритных конструкций на КА,
обеспечение надежного перевода из транспортного по-
ложения в рабочее и надежная работа в условиях кос-
мического пространства - все это достаточно сложные
проблемы. Поэтому естественно, что появляется желание
использовать их с максимальной эффективностью. Од-
ним из таких направлений является совмещение в одной
остронаправленной антенне возможностей работы в ряде
частотных диапазонов. Количество частотных диапазонов,
совмещенных в одной ОНА, может достигать 5-6 диапазо-
нов и более.
Вторым направлением является многолучевой режим
работы. Количество лучей, создаваемых в одной антенне,
может достигать 20-30 и более, при этом часто эти лучи
создаются на разных частотах, иногда с повторяющимися
частотами. ОНА связных спутников создают диаграммы
направленности специальной формы, т. н. контурные диа-
граммы направленности. В таких антеннах конфигурация
контура луча повторяет конфигурацию той территории на
поверхности Земли, на которой должна обеспечиваться
связь. Такие контурные лучи могут создаваться двумя
способами:
-	с помощью параболического рефлектора и специально-
го группового (кластерного) облучателя;
-	с помощью специальным образом профилированного
зеркала и обычного облучающего устройства.
В связных параболических антеннах последнего поколе-
ния с целью повышения эффективности использования ча-
стотного диапазона, наряду с описанными выше условиями,
ОНА, используется поляризационное уплотнение (работа на
ортогональных поляризациях). Если КА, оснащенные ОНА,
используются не на ГСО, то агрегаты ОНА имеют в своем со-
ставе системы следящих приводов и специальные высоко-
точные пеленгационные устройства.
По конструкции зеркала ОНА могут быть:
-	зонтичного типа (жесткие спицы и мягкий электромаг-
нитный экран);
-	комбинированного типа (жесткая часть и зонтичная);
-	из легких металлических термостойких сплавов;
-	из композитных термостойких материалов (углепла-
стик).
При выборе предельно возможных размеров зеркал ОНА,
как правило, исходят из предельно достижимой точности из-
готовления 6:
6 = o/D <1(У5- для жестких зеркал;
6 = o/D <105 - для трансформируемых зеркал.
Здесь 6 - предельно достижимая точность изготовления,
о - среднеквадратичная точность изготовления зеркал о «
X/50; D - диаметр зеркала. Оценки, сделанные в соответствии
с этими формулами, позволяют правильно выбрать предель-
но возможные размеры антенн при их реализации на базе
трансформируемых или жестких конструкций.
95
ПАО «РКК «Энергия»
Трансформируемые конструкции зеркальных антенн кос-
мического базирования
В ряде случаев для решения целевых задач в выбранном
частотном диапазоне требуются антенны, размеры которых
значительно превосходят размеры КА. В таких случаях кон-
струкция антенны должна быть трансформируемой. Будучи
уложенной в сравнительно небольшие габариты на участке
выведения, она должна осуществить раскрытие и занять ра-
бочее положение после выхода КА на орбиту. При выборе
предельных размеров антенны на заданный диапазон радио-
волн следует руководствоваться соотношением, указанным
во второй формуле.
Несмотря на значительное обилие предложений по
трансформируемым конструкциям, на практике наибольшее
применение находят две схемы:
-	зонтичная схема зеркала и ее модификации;
-	пространственно-стержневая ферменная конструкция.
В зонтичной схеме параболический профиль зеркала
апроксимируется набором из N секторных вырезок из пара-
болического цилиндра. В схеме принципиально присутствуют
отклонения от параболоида, вызывающие фазовые искаже-
ния поля в раскрыве. Чтобы удерживать эти фазовые иска-
жения в допустимых пределах, с ростом диаметра зеркала
необходимо увеличивать количество спиц (а значит, коли-
чество секторов N). Расчеты показывают, что при диаметре
антенны 20-30 м количество спиц зонтика достигает 50-60.
Форменная конструкция теоретически позволяет сколь
необходимо точнее аппроксимировать идеальный параболо-
ид соответствующим выбором размеров треугольников.
Жесткие элементы трансформируемых конструкций
(спицы, стержни, шарниры и др.) изготавливаются из
тонкостенных металлических или углепластиковых мате-
риалов. Электромагнитные экраны трансформируемых
антенн изготавливают из тонкого металлического сете-
полотна. Для улучшения характеристик по коэффициенту
отражения сетеполотно покрывают металлами с хорошей
электропроводностью (золото, хром-никель-хром и др.).
Стендовая база для испытаний ОНА и трансформируе-
мых конструкций
В создании остронаправленных антенн и антенн транс-
формируемой конструкции исключительно большая роль
принадлежит стендовой базе.
В процессе изготовления зеркал для ОНА необходимы
точные шаблоны, термопечи для изготовления зеркал из
углепластиков, установки для контроля профиля зеркала.
Необходимы высокоточные измерительные стенды для из-
мерения радиотехнических параметров антенны (открытые
полигоны с протяженностью радиолинии R > 2D2/X, где R -
протяженность радиолинии; D - диаметр антенны; X - рабо-
чая длина волны; точная измерительная и регистрирующая
аппаратура.
Еще более сложная разветвленная стендовая база требу-
ется при создании трансформируемых конструкций. Кроме
упомянутых выше шаблонов, термопечей и стендов контроля
геометрии, необходимы:
-	стенды раскрытия зеркал и опор с устройствами обе-
звешивания;
-	стенды-стапели сборки конструкции;
-	стенды раскроя и закрепления сетеполотна на каркасе;
-	стенды для механических и тепловых испытаний антенны;
-	стенды радиотехнических испытаний антенны.
О стендах РТИ следует сказать особо. Ввиду больших
площадей складывающихся антенн и их очень малого веса
ни один из привычных методов радиотехнических испытаний
нельзя использовать. В условиях земной силы притяжения
антенна себя не держит, и под воздействием собственного
веса антенна будет деформироваться. Антенну следует закре-
пить на специальный силовой корсет, точность изготовления
которого должна быть не хуже, чем у самой антенны.
При попытке измерить характеристики антенны методами
дальнего поля протяженность полигона R = 2D2/X становится
равной километру и более. Обеспечить такие условия крайне
сложно (для исключения влияния Земли антенну необходимо
поднимать на многие десятки метров).
Более предпочтительными являются методы радио-
астрономический и амплифазометрический (метод ближ-
него поля). При использовании радиоастрономических
методов фокальная ось антенны выставляется в направ-
лениях дискретных источников излучения. В качестве
таких источников выбирают звезды Лебедь, Телец, Дева,
Кассиопея. В данном случае излучение звезды играет
роль генератора с известной интенсивностью излучения.
Эти методы измерений в радиоастрономии освоены, но их
применение к трансформируемым конструкциям связано
с большими организационными и техническими слож-
ностями. Метод ближнего поля предполагает установку
непосредственно над апертурой антенны линейного или
плоскостного сканера (размерами D*D). С помощью этого
сканера измеряется амплитудно-фазовое распределение
поля в раскрыве антенны. По измеренному полю в антен-
не расчетным путем определяются параметры антенны в
дальней зоне. И этот метод технически сложный и весьма
дорогостоящий.
Система бортовых измерений
Системы бортовых или телеизмерений изделий ракетно-
космической техники предназначены для контроля параметров
работы бортовых систем и агрегатов, функционирования борто-
вых устройств, режимов работы конструкции, а также для пере-
дачи навигационных параметров, мониторинга среды в отсеках
изделий, медико-биологических данных, характеризующих
жизнедеятельность экипажа, подтверждения эксплуатационных
характеристик при предстартовой подготовке и в полете.
СТИ решает следующие задачи:
-	сбор измерительной информации от источников ин-
формации, установленных на борту изделия;
-	преобразование ее в определенную структуру, удобную
для передачи по радиолинии;
-	передача измерительной информации по собственному
радиоканалу или совместному каналу управления на назем-
ный комплекс управления, самолетные, корабельные при-
емные измерительные пункты, а также системы спутниковой
ретрансляции для последующего ее приема, обработки и ото-
бражения в требуемом формате для потребителя;
96
Глава 2
-	выдачу ТМ-информации в бортовую вычислительную
систему для использования в автоматическом контуре диа-
гностики и управления.
Информация системы бортовых телеизмерений позволяет
объективно сравнивать фактические и расчетные значения ха-
рактеристик работы систем, агрегатов и изделия РКТ в целом
и при необходимости принять решение о доработке той или
иной системы, а при аварийной ситуации и аварийном исходе
пуска служит материалом для анализа и определения причин
аварии.
Для современных изделий РКТ (ракет-носителей, раз-
гонных блоков, грузовых транспортных и пилотируемых кос-
мических кораблей и орбитальных станций, всевозможных
автоматических космических аппаратов и т. п.), представляю-
щих собой весьма сложные технические системы, количество
измеряемых в полете параметров исчисляется тысячами, что
существенно влияет на массовые характеристики изделия.
Учитывая это, для изделий одноразового применения (PH
и РБ) на период летной экспериментальной отработки пред-
усматривают увеличенный объем измерений, а на период
штатной эксплуатации - необходимый минимум контролиру-
емых параметров.
СТИ, размещаемые на борту изделий РКТ, являются со-
ставной частью наземного командно-измерительного ком-
плекса, обеспечивающего траекторные измерения, прием,
обработку и расшифровку информации, получаемой с борта
изделия, включают в себя:
-	радиотелеметрическую систему (информационные
телеметрические средства), включающую в себя коммутаци-
онно-формирующие устройства и аппаратуру, обеспечиваю-
щую многоканальную передачу;
-	датчико-преобразующую аппаратуру, которые пред-
ставляют из себя устройства, измеряющие контролируемые
параметры и преобразующие их в вид, удобный для дальней-
шей обработки в канале СТИ;
-	антенно-фидерные устройства;
-	бортовую кабельную сеть.
Датчик включает в себя чувствительный элемент и пре-
образователь физических величин в электрические сигналы.
По способу представления информации датчики делятся
на аналоговые и цифровые. В аналоговых датчиках выходной
электрический сигнал является аналогом измеряемой физи-
ческой величины. Если параметр меняется непрерывно, то
выходной сигнал такого датчика претерпевает такие же из-
менения.
В цифровых датчиках при плавном изменении входной
величины выходной сигнал меняется дискретно и представ-
ляется в виде кодовой комбинации (обычно в виде двоично-
го кода), отображающей с заданной дискретностью измеря-
емую физическую величину.
Большинство из применяемых в настоящее время датчи-
ков относится к аналоговым. Для аналоговых датчиков по-
стоянного тока произведена стандартизация выходных сиг-
налов. Амплитудная шкала электрического сигнала для таких
датчиков составляет 6 В.
В зависимости от метода преобразования неэлектриче-
ских величин в электрические сигналы различают параметри-
ческие и генераторные датчики. В параметрических датчиках
изменение физической величины преобразуется в соответ-
ствующее изменение какого-либо параметра электрической
цепи, питаемой от внешнего источника. Такими параметрами
обычно являются сопротивление, емкость, индуктивность и
т. п. В генераторных датчиках происходит непосредственное
преобразование физических величин в электрические сигна-
лы без использования внешних источников питания. Такие
датчики, как правило, имеют на выходе сигнал, составляю-
щий величину от нескольких до сотен милливольт (например,
построенные на принципах пьезоэффекта, термоЭДС и т. п.).
Для приведения к нормализованной телеметрической шкале
измерений 0-6 В для указанных датчиков, как правило, тре-
буется дополнительные усилительные устройства.
По типу применяемых преобразователей датчики делятся на
контактные (сигнальные), оммические, индуктивные, емкостные,
индукционные, фотоэлектрические и др.
В настоящее время перспективным направлением в дат-
чиковой аппаратуре является разработка волоконно-оптиче-
ских датчиков, которые преобразуют измеряемые значения
физических величин в оптические сигналы. Современные
ВОД позволяют измерять многие физические параметры,
в т. ч. положение в пространстве, скорость вращения, ско-
рость линейного перемещения, ускорение, давление, темпе-
ратуру, расстояние, колебания, акустику, уровень жидкости,
деформацию, электрическое поле, наличие и концентрацию
различных веществ в окружающей среде и т. д. Использо-
вание подобных датчиков становится особенно актуальным
при использовании волоконно-оптических сетей связи, когда
оптические сигналы естественным образом стыкуются с во-
локонными сетями.
Коммутационно-формирующие устройства и аппаратура
для многоканальной передачи обеспечивает подключение
датчиков в заранее установленной последовательности. При
этом радиотелеметрические системы отличаются одна от
другой способом применяемой коммутации (механическая
или электронная).
Далее они преобразуют их показания путем использова-
ния одного из видов модуляции сигнала в вид, пригодный
для передачи в блок формирования, формирование едино-
го группового сигнала в виде кодовой последовательности,
модулирующей передаваемую по радиоканалу несущую ча-
стоту.
Радиопередающие устройства, входящие в состав СТИ,
работают в специально отведенных для телеметрии стандарт-
ных (метровый и дециметровый) диапазонах радиоволн: ме-
тровый диапазон -100-315 Мгц; 1-дециметровый диапазон -
1435-1535 Мгц; 2-дециметровый диапазон 2200-2300 Мгц.
При передаче радиотелеметрической информации через
передающие устройства других радиосистем возможно ис-
пользование сантиметрового диапазона.
При размещении системы на изделии РКТ особое внима-
ние уделяется типу применяемых антенн, их расположению,
конструкции крепления датчиков и прокладке кабельной
сети. Длины кабелей должны быть минимально возможны-
ми. Кабели должны прокладываться на максимально воз-
можном удалении от источников сильных электромагнитных
полей. Наиболее эффективной защитой БКС СТИ от воздей-
ствия помех является экранировка.
97
ПАО «РКК «Энергия»
Как правило, в состав системы бортовых телеизмерений
входят запоминающие устройства, предназначенные для нако-
пления информации на участках полета, где отсутствует связь
между изделием и приемными станциями. Данные, накопленные
в ЗУ, передаются после вхождения в связь с ретрансляционной
системой или наземной приемной станцией по команде с Зем-
ли или по жестко заложенной на борту циклограмме. В качестве
физических носителей накопленной информации используются
магнитный носитель и устройства на базе твердотельной флеш-
памяти. Бортовые ЗУ имеют емкость до 32 Мбайт.
Данные носители получили широкое распространение
благодаря их большой емкости, высокой скорости записи и
воспроизведения (до 256 Кбит/с), возможности многократно-
кающими при пуске, полете и посадке изделий (повышенная
ионизация при разделении ступеней, плазмообразование при
посадке и т. п.). Подобные системы, как правило, входят в
состав ракетных блоков 1-й ступени, спасаемых капсул с на-
учной информацией и спускаемых аппаратов пилотируемых
космических кораблей.
Кроме того, при разработке современных систем телеиз-
мерений наметилась тенденция по включению в их состав ап-
паратуры на базе микропроцессорной техники, позволяющей
проводить бортовую обработку данных телеизмерений.
Бортовая обработка данных на борту изделия с передачей
только существенных значений позволяет более рационально
и эффективно использовать пропускную способность радио-
го воспроизведения, значительного срока хранения, возмож- канала.
ности удобного сопряжения с ПЭВМ и аппаратурой передачи Для изделий РКТ, долговременно штатно функциони-
данных.
Особо следует отметить ЗУ, входящие в состав автоном-
ных телеметрических систем. В автономной телеметрической
системе параметры измерения регистрируются на бортовое
записывающее устройство, находящееся в бронированной
кассете.
Если радиотелеметрические системы регистрируют пода-
вляющее большинство параметров, то автономные системы
работают на тех участках полета, где по каким-либо причинам
невозможно обеспечить качественный прием информации,
или как дублирующие системы, контролирующие наиболее
важные параметры. Последнее положение обусловлено тем,
что информация, регистрируемая автономной системой, об-
ладает более высоким качеством ввиду отсутствия помех,
присущих радиотелеметрической системе и связанных с ат-
мосферным влиянием и физическими процессами, возни-
рующих в условиях космического пространства (например,
долговременных орбитальных станций, спутников-ретран-
сляторов), характерно взаимное проникновение систем бор-
товых телеизмерений и систем управления, их интеграция.
Под взаимным проникновением систем подразумевается
такой вид их взаимодействия, когда на базе контроля изме-
нения отдельных параметров или их совокупности при не-
нормальном протекании процесса вырабатывается сигнал в
систему управления для изменения программы или режима
полета и, наоборот, изменение режима работы СТИ при по-
лучении от СУ признака аварийной работы в соответствии с
алгоритмами определения нештатной ситуации. Под интегра-
цией подразумевается такое взаимодействие, когда система
телеизмерений на уровне устройств сбора и формирования
(например типа ИТС, УС-17) является одним из абонентов
локальной бортовой информационной сети СУ изделия РКТ,
Датчики
построенной на основе мультиплексного
канала обмена.
СТИ можно классифицировать по сле-
дующим основным признакам:
-	по принципу построения органи-
зации сбора информации и построению
структуры кадра;
-	по принципу разделения и коммута-
ции каналов;
-	по ширине спектра сигнала, переда-
ваемому по одному каналу;
-	по информативности;
-	по способу модуляции передаваемо-
го сигнала;
-	по дальности действия;
-	по возможности адаптации к услови-
ям полета;
-	по погрешности измерений и т. д.
По принципу построения сбора ин-
формации и построению структуры кадра
СТИ можно разделить на системы с цикли-
ческим и пакетным принципом формиро-
вания структуры данных. В циклических
системах опрос параметров осуществля-
ется в виде определенной циклической
Структурная блок-схема СТИ
последовательности в соответствии с
заранее введенной программой сбора. В
98
Глава 2
структуре передаваемого кадра каждый из параметров за-
нимает определенное место. К числу недостатков систем с
циклическим сбором информации можно отнести отсутствие
информационной гибкости (некоторая информационная из-
быточность по одним параметрам и недостаточная инфор-
мативность по другим), которую не всегда удается устранить
использованием различных программ сбора.
Более широкие возможности по оптимизации контроля
различных параметров дает пакетная телеметрия. Принципы
построения пакетной телеметрии определены в докумен-
те CCSDS 1020/0-В «Рекомендация по Стандартам систем
космических данных Пакетная телеметрия», разработанном
Консультативным комитетом по космическим информаци-
онным системам (CCSDS). Сущность пакетной телеметрии
состоит в предоставлении множеству источников информа-
ции, стоящих на борту изделия, возможности формирования
элементов данных, наиболее адекватных источнику, передаче
их бортовой системе сбора данных и далее по каналу «Борт -
Земля» таким способом, который позволит наземной систе-
ме приема восстановить данные с высокой надежностью и
передать их потребителю.
Для выполнения этих задач документ определяет две
структуры данных: исходные пакеты и кадры передачи, а
также процесс мультиплексирования, обеспечивающий ком-
поновку пакетов от разных источников информации в кадры
передачи данных.
Условно исходный пакет данных можно разделить на слу-
жебную и информационную части. Служебная часть состоит
из первичного и вторичного заголовков пакета. Первичный
заголовок исходного пакета (обязательный) содержит иден-
тификатор контролируемого процесса, а также содержит ин-
формацию о длине, последовательности, порядковом номере
и другие характеристики пакета. Вторичный заголовок исход-
ного пакета (необязательный) используется для временного
Тип РТС	Разработчик системы	PH				РБ					Информативность
		Союз	Союз-2	Протон	Зенит	дм			Фрегат	Бриз	
						11с861	ДМ -SL	ДМ- SLB			
БР-9	РНИИКП,ИРЗ										256 Кбит/сек
БРС-4: Сириус Скут	НПО ИТ										256 Кбит/сек
РТСЦ БИТС	РНИИКП										512 Кбит/сек 256 Кбит/сек
Пирит	НПО ИТ										256 Кбит/сек
Примечания: 1. Обозначения: PH-ракета-носитель; РБ-разгониый блок;
2. Знак «» означает применяемость данного типа радиотелеметрической системы для данного типа
изделия РКТ.
Примерный состав типовых систем телеметрических измерений для различных классов изделий РКТ.
Средства выведения (PH и РБ)
Тип РТС	Разработчик системы	Пилотируемые космические корабли		Долговременные орбитальные станции			АКА		Информативность
		ТПК	тгк	Салют	МИР	мкс	Ямал 100	Ямал 200 и др.	
БР-9	РНИИКП,ИРЗ								256 Кбит/сек
БИТС	РНИИКП								512 Кбит/сек
ИТС (Орбита)	ОКБ МЭИ								До 8 Кбит/сек
УС 17	«Рубикон-И»								До 8 Кбит/сек
Примечания: 1. ТПК-транспортный пилотируемый корабль, ТГК-траиспортный грузовой корабль; АКА- автоматические космические аппараты. 2. Знак «» означает применяемость данного типа радиотелеметрической системы для данного типа изделия РКТ.									
Транспортные пилотируемые и грузовые корабли, орбитальные станции и автоматические
космические аппараты
99
ПАО «РКК «Энергия»
упорядочивания исходных пакетов и передачи вспомогатель-
ных данных. В случае длинного исходного пакета он может
передаваться как серия более коротких сегментов пакета,
чтобы предотвратить длительный захват канала одним ис-
точником. Структурой данных, обеспечивающей это, явля-
ется сегмент исходного пакета, который структурно подобен
исходному пакету.
Кадр передачи является структурой данных, которая
обеспечивает упаковку для передачи пакетированных дан-
ных по зашумленному каналу «Борт - Земля». Подобно
структуре данных исходного пакета, кадр содержит такие
обязательные компоненты, как первичный заголовок ка-
дра передачи (служебная часть) и поле данных кадра (ин-
формационная часть). Кадр передачи имеет фиксирован-
ную длину (для данного физического канала) в процессе
фазы передачи.
Первичный заголовок кадра передачи содержит элемен-
ты, позволяющие составить из исходных пакетов переменной
длины или сегментов исходных пакетов бортовых источни-
ков информации последовательность кадров фиксированной
длины. Короткие пакеты могут содержаться в одном кадре,
более длинные - в двух или более кадрах. Поскольку пакет
может начинаться или кончаться в любом месте кадра, поле
данных кадра может полностью приспосабливаться для пе-
реноса данных; нет необходимости приспосабливать размер
пакетов или их порядок следования к кадру. На Земле ин-
формация в кадровом и пакетном заголовках позволяет при-
нимающей системе выделять пакеты стандартным способом,
с помощью независимого метода восстановления исходных
пакетов из сегментов исходных пакетов и определения пол-
ноценных данных.
В настоящее время в Российской Федерации разработана
и эксплуатируется в составе РБ система «Пирит», построен-
ная на принципах пакетной телеметрии.
Основной недостаток систем пакетной телеметрии - сокра-
щение полезной информативности за счет введения дополни-
тельной служебной информации при передаче данных.
СТИ представляет собой пространственно-разнесенную
многоканальную информационно-измерительную систему,
собирающую и передающую информацию о большом коли-
честве измеряемых параметров. В данных системах приме-
няется частотное, временное и, как их комбинация, частотно-
временное разделение каналов, а для пакетной телеметрии
- также адресное.
В настоящее время наиболее распространены радио-
телеметрические системы с временным и частотным раз-
делением каналов. В системах с ЧРК используют все виды
непрерывной модуляции сигналов: амплитудную, частотную
и фазовую. В системах с ВРК применяют импульсные виды
модуляции вместе с обычными: амплитудно-импульсную,
широтно-импульсную, фазово-импульсную, частотно-им-
пульсную и кодово-импульсную. Для кодирования группо-
вого сигнала, передаваемого по высокочастотному радио-
тракту, применяется, как правило, частотная или фазовая
модуляция.
По ширине передаваемого частотного спектра радио-
сигналов различают радиотелеметрические системы для из-
мерения медленноменяющихся параметров (температуры,
давления, перегрузки и др.) и системы для измерения бы-
строменяющихся параметров (вибрации, акустика, пульсации
давления). Условно принято, что к системам для измерения
ММП относятся системы, передающие информацию по кана-
лу частотой опроса до 500 Гц, а к системам для измерения
БМП-более 500 Гц.
Требуемая точность измерений определяется принципом
(типом) преобразования и кодирования. Среднеквадратиче-
ская погрешность СТИ оценивается в пределах от 0,1 до 1 %.
Основными факторами, влияющими на дальность передачи
радиотелеметрической информации, являются:
-	мощность передающих устройств;
-	ширина диаграммы направленности передающих ан-
тенн;
-	вид модуляции группового видеосигнала;
-	наличие и тип помехоустойчивого кодирования.
В последнее время большое внимание уделяется разра-
ботке систем с адаптивным принципом передачи информации,
которые позволяют изменять программу измерений, число и
состав измеряемых параметров, частоту опроса, точность и т.
д. в зависимости от внутренних и внешних факторов функци-
онирования объекта.
Энергопитание СТИ осуществляется либо от автономных
химических источников постоянного тока, размещенных в
удобном для обслуживания месте или в отдельном контейне-
ре, в котором температурный режим поддерживается в задан-
ных пределах, или от батарей бортовой системы управления.
Управление режимами работы СТИ может осуществляться от
бортовой СУ, по автономной жесткой циклограмме и по ко-
мандной радиолинии с наземных командно-измерительных
пунктов.
Системы телефонно-телеграфной связи
Назначение
Системы телефонно-телеграфной связи установлены на
Международной космической станции в составе ее модулей,
транспортных пилотируемом и грузовом кораблях. СТТС обе-
спечивает:
-	дуплексную и симплексную радиотелефонную связь с
Землей по собственным УКВ-радиоканалам;
-	дуплексную или симплексную радиотелефонную связь
с другими пилотируемыми кораблями;
-	дуплексную связь с Землей по каналам комплексной
радиосистемы в едином цифровом потоке на скорости рече-
преобразования 16 или 4,8 кбит/с;
-	внутреннюю телефонную связь между членами экипа-
жа;
-	дуплексную радиотелефонную связь с двумя космонав-
тами, вышедшими в открытый космос;
-	регистрацию речевой информации на магнитофон;
-	приемо-передачу информации для телеоператорного
режима управления стыковкой МКС и транспортных кора-
блей;
-	дуплексную радиотелефонную связь с ЦУП и средства-
ми поисково-спасательного комплекса на участке спуска
(кроме участка плазмы); излучение сигнала радиомаяка в
УКВ-диапазоне и радиомаяков в КВ-диапазоне.
100
Глава 2
Состав системы телефонно-телеграфной связи служеб-
ного модуля МКС
Наиболее полная по составу и выполняемым задачам яв-
ляется система телефонно-телеграфной связи служебного
модуля МКС «Восход-М» совместно с СТТС модулей функци-
онально-грузового блока и СО1 (стыковочного отсека). Раз-
работчиком систем телефонно-телеграфной связи является
Московский НИИ радиосвязи.
В состав СТТС «Восход-М» входят:
-	приемо-передающая аппаратура УКВ-диапазона;
-	аппаратура усиления и коммутации НЧ-сигналов;
-	речепреобразующее устройство;
-	абонентская аппаратура;
-	блок связи с аппаратурой модулей;
-	магнитофон регистрации телефонной информации;
-	аппаратура приема и регистрации телеграфной инфор-
мации (телетайп).
Приемо-передающая аппаратура УКВ-диапазона обе-
спечивает дуплексную связь с Землей при использовании
передатчика на частоте 143,625 МГц и приемник на частоте
132,292 МГц. Эта пара частот образует связь в режиме УКВ-1.
Для межбортовой дуплексной связи используются
передатчик на частоте 130,167 МГц и приемник на часто-
те 121,750 МГц. Симплексная связь ведется на частоте
121,750 МГц (передатчик и приемник на частоте 121,750 МГц).
Работа на этих частотах образует связь в режиме УКВ-2 для
связи с транспортными кораблями, с двумя космонавтами,
вышедшими в космос, и для связи с Землей при необходи-
мости двух линий связи с Землей.
Основной режим связи с Землей обеспечивается
при работе СТТС «Восход-М» через речепреобразующее
на американский
орбитальный
сегмент
Структурная схема СТТС «Восход-М»
устройство и радиоканалы системы «Регу-ОС» При этом
обеспечивается преобразование аналогового телефонного
сигнала в цифровую информацию со скоростями 1,2; 2,4
или 16 кбит/с для передачи по цифровым каналам системы
«Регул-ОС».
Связь с модулями ФГБ и СО1 осуществляется через
блок связи с аппаратурой этих модулей. В модуле ФГБ
устанавливается система телефонной связи «Восход»,
состоящая из блока управления режимами работы и двух
пультов абонентской аппаратуры. При этом обеспечива-
ется дуплексная связь из ФГБ с СМ и модулями амери-
канского сегмента МКС. Сигналы ТЛФ транслируются из
ФГБ через СТС на СТТС «Восход-М» служебного модуля.
Эти режимы связи организуются при соответствующем
включении космонавтами трактов с центрального пульта
управления станцией.
СТТС «Восход-М» обеспечивает приемо-передачу ин-
формации в трактах аппаратуры телеоператорного режима
управления при стыковке транспортных кораблей к МКС.
Связь «Борт - Борт» возможна с расстояния до 100 км и мо-
жет продолжаться до момента стыковки.
Низкочастотные аппаратуры СТТС «Восход-М» и модулей
ФГБ и СО1 совместно обеспечивают выдачу с любой абонент-
ской аппаратуры акустических сигналов «Вызова на связь» и
аварийных сигналов. В этих целях в составе АА предусматри-
вается установка громкоговорителей.
Основные технические характеристики СТТС «Восход-М»
-	приемо-передающая аппаратура СТТС «Восход-М»
работает в режиме частотной модуляции с девиацией
10 кГц;
-	мощность передатчиков - 3,5 Вт;
-	чувствительность приемников - не хуже 2 мкВ при соот-
ношении сигнал/шум не менее 20 дБ;
-	радиосвязь с Землей обеспечивается до дальностей не
более 2000 км при угле места с наземного пункта связи
более 7° и высоте орбиты МКС до 500 км;
-	межбортовая радиосвязь обеспечивается до 100 км при
любой ориентации транспортного корабля относительно
МКС;
-	система связи обеспечивает разборчивость речи не
хуже 2-го класса качества в условиях акустических шу-
мов до 70 дБ.
Состав системы телефонной радиосвязи «Рассвет-М»
транспортного пилотируемого корабля «Союз-ТМА»
Основным назначением системы радиосвязи «Рассвет-М»
транспортного пилотируемого корабля является обеспечение
членов экипажа связью с Землей, другими космическими
аппаратами между членами экипажа по внутреннему пере-
говорному устройству на всех участках полета. Кроме того,
система «Рассвет-М» используется для выдачи сигналов
«Пеленг», необходимых для определения места приземления
спускаемого аппарата ТПК, и радиосвязи с поисково-спаса-
тельным комплексом после приземления.
Возможны следующие режимы связи:
-	дуплексная радиосвязь в УКВ-диапазоне - основной ре-
жим связи с Землей на всех участках полета ТПК;
101
ПАО «РКК «Энергия»
-	симплексная связь в УКВ-диапазоне - для связи с МКС,
а также для связи с Землей в нештатных ситуациях;
-	дуплексная связь в УКВ-диапазоне по линии ТПК-МКС-
Земля (на участках стыковки и расстыковки с МКС);
-	дуплексная связь через систему «Квант-В» - резервный
канал связи на орбитальном участке полета ТПК;
-	режим ВПУ - внутренние переговоры между членами
экипажа;
-	режим МБС - межбортовая связь с отсеками МКС после
стыковки;
-	запись и воспроизведение речевой информации с по-
мощью бортового магнитофона;
-	режим «Пеленг» - на участке спуска и после посадки
передача сигналов в УКВ- и KB-диапазонах для определения
места посадки средствами ПСК;
-	односторонняя связь со средствами ПСК на участке спу-
ска;
-	после приземления возможна радиосвязь через аварий-
ную автономную радиостанцию.
Для обеспечения работы системы связи в данных режимах
в составе предусмотрены следующие приборы:
-	моноблок в составе:
•	УКВ-передатчики;
•	дуплексные УКВ-приемники;
•	симплексные УКВ-приемники;
•	КВ-передатчики;
•	блок логики управления;
•	блок акустики;
•	программно-временное устройство;
отдельные приборы:
•	магнитофон;
•	шлемофоны (3 шт.) членов экипажа;
•	ориентатор раскрытия антенн;
•	аварийная радиостанция-1;
•	АФУ.
Программно-временное устройство обеспечивает выдачу
команд управления на автоматическое включение и выклю-
чение, а также переключение полукомплектов передающих
УКВ- и KB-средств на участках спуска и после приземления,
формирования команды на раскрытие антенн после посадки.
Прибор ПВУ также формирует импульсные последовательно-
сти тональных посылок букв «АН» кодом Морзе (заполнение
тоном 1000 Гц) для модуляции УКВ-передатчика на участке
от разделения СА до касания Земли, импульсных последова-
тельностей «АН» для манипуляции KB-передатчиков в режи-
ме амплитудной телеграфии.
Ориентатор раскрытия антенн обеспечивает, в зависимо-
сти от положения спускаемого аппарата после посадки, под-
готовку цепи, разрешающей открытие одной из трех антенн
KB-диапазона, расположенной наиболее близко в вертикали
по отношению к Земле.
Передатчики KB-диапазона работают на частотах 8354 и
18060 кГц. Дальность определения пеленга спускаемого ап-
парата средствами KB-центров, особенно на участке парашю-
тирования, может составлять несколько тысяч километров
(например, определено место посадки спускаемого аппарата
космического корабля «Зонд-7» при его приводнении в Ин-
дийском океане).
После приземления спускаемого аппарата для опреде-
ления координат места посадки может быть использована
система «КОСПАС-САРСАТ» по излучению УКВ-радиомаяка,
работающего на частоте 121,5 МГц.
Состав системы телефонной радиосвязи транспортного
грузового корабля «Прогресс-М»
Назначением СТС ТГК «Прогресс-М» является обеспече-
ние дуплексной радиосвязи в УКВ-диапазоне между ТГК и
МКС на участках стыковки для режима ТОРУ. В состав СТС
входит моноблок с дуплексными УКВ-приемниками и VKB-
передатчиками и АФУ.
Телевизионные системы
Назначение и состав телевизионных систем
Телевизионные системы установлены на международ-
ной космической станции в составе ее модулей, транс-
портных пилотируемом и грузовом кораблях. ТВС обеспе-
чивает:
-	двухстороннюю связь экипажа МКС с Землей и внутри мо-
дулей МКС в цветном и черно-белом изображении;
-	внешний ТВ-контроль за поверхностью МКС, включая
контроль за деятельностью экипажа при внекорабельной де-
ятельности;
-	наблюдение за процессом сближения и стыковки с
транспортным кораблем и за ориентацией МКС;
-	обмен телевизионной информацией с видеокомплексом
экипажа ЭВК LIV, системой «Символ-Ц», прием информации
от научной аппаратуры и формирования ТВ-кадра;
-	отображения различных сюжетов и совмещение их с на-
вигационно-пилотажной информацией.
Телевизионная система МКС
Наиболее полная по составу и выполняемым задачам
является телевизионная система служебного модуля МКС
«Клест-М» (разработка НИИ телевидения, г. Санкт-Петербург)
совместно с модулями ФГБ (функциональным грузовым бло-
ком) и СО1 (стыковочным отсеком).
В состав ТВС СМ входят:
-	две внешние стационарные телекамеры Кл-140СТМ;
-	переносная репортажная телекамера Кл-1 ОЗЦ;
-	коммутатор Кл-160М;
-	телевизионный приемник Кл-123М;
-	регенератор Кл-161;
-	телевизионный передатчик Кл-108А;
-	два цветных видеоконтрольных устройства (ЦВКУ1,
ЦВКУ2) МЦ-27;
-	бортовое устройство временного уплотнения Ку-1 ЮМ;
-	бортовое устройство временного разуплотнения Ку-
120М;
-	телевизионный модуль обмена ФЛ-001 цифровой ин-
формации вычислительных средств МКС и ЦУП.
Устройства МЦ-27, Ку-1 ЮМ и Ку-120М разработаны в
Одесском НИИ телевидения.
Внешние телекамеры размещаются снаружи СМ. Телека-
мера «+Х» используется для контроля стыковки ТК с МКС к
стыковочному узлу агрегатного отсека. Телекамера «-Х» после
102
Глава 2
стыковки СМ с ФГБ не используется. Обе телекамеры имеют
два сменных объектива (широкоугольный и узкоугольный) и
два сменных светофильтра (плотный и слабый). Телекамеры
формируют черно-белый ТВ-сигнал с электронным перекре-
стием.
Переносная телекамера Кл-ЮЗЦ используется для про-
ведения ТВ-репортажей при ВнеКД. Телекамера также может
использоваться для проведения ТВ-репортажей из внутренних
отсеков модулей (СМ, ФГБ, С01).
Телекамеры формируют ТВ-сигнал в структуре PAL.
Коммутатор используется для подключения источни-
ков и потребителей ТВ-сигналов. Кл-160М состоит из двух
полукомплектов (основного и резервного). Каждый полу-
комплект обеспечивает подключение до 20 источников
ТВ-сигнала (телекамеры, приемник) и до 21 потребителя
ТВ-сигнала (ВКУ, передатчик). На лицевой стороне БК
имеется индикация включенного полукомплекта.
Коммутатор Кл-160 обеспечивает:
-	подключение одного ТВ-источника на несколько ТВ-
потребителей;
-	подключение нескольких ТВ-источников;
-	переключение ТВ-потребителей на другой ТВ-источник.
Телевизионный приемник Кл-123М с регенератором Кл-
161 используются для приема ТВ-сигнала от ТК при сбли-
жении. Телевизионный передатчик Кл-108А используется
для передачи ТВ-сигнала на Землю. ТВ ПРД состоит из двух
одинаковых комплектов (основного и резервного). Цветные
видеоконтрольные устройства (ЦВКУ1 и ЦВКУ2) используют-
ся для контроля ТВ-сигнала. БУВУ используется для преобра-
зования ТВ-сигнала из стандарта SECAM в дискретную струк-
туру сигнала с временным уплотнением сигналов яркости и
цветности МАС и передачи по узкополосным каналам связи.
БУВУ используется при сбросе ТВ-сигнала с ЭВК LIV через
ГВ ПРД на Землю. БУВР используется для преобразования
ТВ-сигнала из стандарта МАС в SECAM. БУВУ используется
при приеме ТВ-сигнала с Земли через «Лиру». Телевизион-
ный модуль обмена используется для работы ТВС с научной
аппаратурой.
ТВС ФГБ состоит из двух независимых систем:
-	ТВС стыковки по осям «+Х», «-Х» и «-У».
-	системы внутреннего телевидения.
ТВС стыковки по оси «+Х» состоит из телекамеры «+Х», ТВ
ПРД и АФУ (двух антенн). ТВС использовалась для стыковки
ФГБ с СМ. ТВС стыковки по осям «-Х» и «-У» состоит из телека-
меры «-Х», Т/К «-У», сопряженных с тем же ПРД и АФУ. Режим с
телекамерой «-Х» использовался при стыковке с американским
модулем NODE.
СВТ обеспечивает ТВ-связь между СМ и ФГБ. Для
подключения телекамеры Кл-ЮЗЦ и монитора МЦ-27 ис-
пользуются ТВ-разъемы на панелях интерьера станции.
Телекамера и монитор включаются по командам с бор-
тового Лэптопа. СВТ подключается к ТВС американского
сегмента и обеспечивает передачу ТВ-сигнала с МКС на
Землю через спутниковый канал Ku-диапазона. ТВС СО-1
обеспечивает ТВ-связь между СМ и СО1. ТВ-разъемы для
подключения переносной телекамеры Кл-ЮЗЦ из СМ раз-
мещаются внутри и снаружи СО1.
Телевизионная система транспортного пилотируемого
корабля
В состав ТВС ТПК корабля «Союз-ТМА» входят:
-	внешняя телекамера стыковки (телекамера БО)
КЛ-140СТПИ;
-	внутренние телекамеры СА (телекамера-1 СА, телекаме-
ра-2 СА) Кл-152-1,2;
-	телевизионные светильники (ТВ-свет.);
-	коммутирующие устройства (БК-БО, БК-СА) Кл-105-1,2;
-	синхронизатор Кл-106;
-	телевизионный передатчик Кл-108М с АФУ (две антенны);
-	блок индикации режима управляемого спуска Кл-110.
Внешняя телекамера Кл-140СТПИ предназначена для
формирования телевизионного сигнала изображения, попа-
дающего в поле зрения телекамеры. Телекамера БО приме-
няется для контроля сближения, стыковки, расстыковки ТПК
и МКС. Телекамера БО установлена стационарно снаружи БО.
Внутренние телекамеры СА Кл-152 предназначены для
формирования телевизионного сигнала изображения, по-
падающего в поле зрения телекамер. Телекамеры СА приме-
няются для наблюдения за жизнедеятельностью экипажа на
различных участках полета ТПК. При включении телекамер
СА включаются телевизионные светильники КР-77.
Блоки коммутации БК-СА и БК-БО Кл-105 обеспечивают
подключение источников ТВ-сигналов к потребителям. Син-
хронизатор Кл-106 предназначен для формирования син-
хросигналов и микширования ТВ-сигналов. Синхронизатор
используется при совместной работе внешней телекамер с
аппаратурой «Символ». Он обеспечивает синхросигналами
внешнюю телекамеру и аппаратуру «Символ» для синхронной
работы и суммирование ТВ-сигналов от внешней телекамеры
и аппаратуры «Символ» для получения совмещенного изобра-
жения.
Блок индикации РУС Кл-110 предназначен для преобра-
зования параметров спуска, поступающих из системы управ-
ления спуском и аппаратуры «Символ», в ТВ-сигнал.
ТВ-передатчик Кл-108 и АФУ ТВС обеспечивает передачу
ТВ-сигнала на Землю и МКС.
ТВС ТПК взаимодействует с другими бортовыми система-
ми ТПК:
-	система управления бортовым комплексом обеспечива-
ет формирование и исполнение команд управления на вклю-
чение/выключение и изменение режимов работы ТВС;
-	интегрированный пульт управления обеспечивает выда-
чу команд управления ТВС и отображение ТВ-сигнала на ВКУ
форматов ИнПУ;
-	система управления движением выдает информацию
для преобразования в ТВ-сигнал и отображения на ИнПУ;
-	аппаратура «Символ» обеспечивает выдачу команд в си-
стемы СУД, СУС, ТВС (БИ РУС) и преобразует информацию от
СУД в ТВ-сигнал (форматы СУД);
-	ПРД «Квант» обеспечивает передачу ТВ-сигнала на Зем-
лю в случае отказа ТВ ПРД.
Телевизионная система транспортного грузового корабля
ТВС ТГК обеспечивает стыковку корабля к МКС. Состав
ТВС ТГК сокращается до внешней телекамеры и передатчи-
ка ТВС. Внешняя телекамера Кл-140СТПИ предназначена для
103
ПАО «РКК «Энергия»
формирования телевизионного сигнала изображения, попа-
дающего в поле зрения телекамеры. Телекамера БО приме-
няется для контроля сближения, стыковки, расстыковки ТПК
и МКС. Телекамера БО установлена стационарно снаружи БО.
ПРД ТВС резервируется ПРД системы «Квант-В».
Основные технические характеристики ТВС
Телевизионные системы МКС, ТПК и ТГК обеспечивают
следующие характеристики:
-	число строк в кадре - 625;
-	число кадров в секунду - 25 (при чересстрочном раз-
ложении);
-	формат кадра -4x3;
-	четкость изображения в центре - не хуже 500 линий;
-	число градаций яркости - 6;
-	разрешающая способность - не хуже 550 линий;
-	несущая частота передатчика - 63 МГц;
-	мощность передатчика -15 Вт;
-	девиация частоты передатчика - 8 (±2) МГц;
-	чувствительность приемника - 25 мкВ (при отношении
сигнал/шум не менее 20).
Исполнительные органы системы управления
движением
Исполнительные органы системы управления можно раз-
бить на две группы:
-	ИО, использующие для создания управляющих мо-
ментов внешние физические поля (гравитационные штанги,
магнитные устройства, аэродинамические панели, солнечные
паруса и т. п.);
-	ИО на реактивных принципах.
Последние ИО делятся на два класса:
-	реактивные управляющие двигатели, создающие
тягу за счет выброса двигателем масс рабочего тела;
-	инерционные исполнительные органы, создающие
управляющий момент путем изменения вектора угловой ско-
рости вращающихся масс.
Трехстепенные силовые гироскопы
В этом силовом гироскопическом устройстве гироскоп
с кинетическим моментом ротора помещен в карданов
подвес и вращается относительно двух осей карданова
подвеса с угловыми скоростями а, и а2, задаваемыми си-
стемой управления ориентацией. Привод может быть вы-
полнен как с редуктором, так и с моментным двигателем.
Расположение датчиков угла определяется конструктивной
компоновкой и выполняется как со стороны привода, так
и с противоположной стороны рамки. В данной схеме для
передачи управляющего гироскопического момента на кор-
пус КА привод по перекрестной оси должен фиксировать
рамку от проворота. В связи с этим схемы с трехстепенны-
ми гироскопическими устройствами требуют применения
управляющих приводов, нагруженных не только моментами
гироскопических реакций от вращения КА, но и моментами
от вращения гироскопа по перекрестной оси, которые, как
правило, в несколько раз больше.
Системы с трехстепенными гироскопическими устрой-
ствами по сравнению с системами, построенными на гироди-
нах, более сложны в конструктивном и технологическом пла-
не, труднее компонуются в КА, сложнее при замене в случае
отказов, более дорогие. Однако при симметричной области
требуемых кинетических моментов, близкой к шару, они мо-
гут оказаться более предпочтительными с точки зрения энер-
гомассовых характеристик.
Трехстепенные гироскопические устройства применялись
для системы ориентации орбитальной станции Skylab (США,
1974-1975 гг.) и используются в составе американского сег-
мента Международной космической станции.
Спарки трехстепенных гироскопов
В спарке угловое движение трехстепенных гироскопов
синхронизировано таким образом, что кинетические момен-
ты этих гироскопов, в начальном положении противополож-
но направленные, могут поворачиваться только на равные
углы и в противоположные стороны. Указанное согласование
их движения может быть легко осуществлено с помощью
Силовой управляющий гироскоп для МКС
Кинематическая схема трехстепенного
гироскопического устройства
104
Глава 2
Ручной лазерный дальномер ЛПР-1
По предложению ЦПК им. Ю.А.Гагарина был исполь-
зован штатный армейский лазерный дальномер ЛПР-1,
который после успешного применения ввели в состав
всех пилотируемых КА «Союз». Второй раз лазерный
дальномер использовался экипажем КА «Союз-Т15» в
1986 г. при стыковке с орбитальной станцией «Мир» с
последующим перелетом к станции «Салют-7» и обратно
на «Мир». На новом, модернизированном для орбиталь-
ной станции «Мир», КА «Союз ТМ» в бытовом отсеке
появился блистер с иллюминатором, где было создано
второе рабочее место для управления сближением. В на-
стоящее время блистер имеется на всех КА типа «Союз».
ЛПР-1 - лазерный прибор разведки (1Д13) изначально был
предназначен для оснащения артиллерийских и разведыватель-
ных подразделений Вооруженных сил. Большая мощность зон-
дирующего импульса на длине волны X=1,06 мкм не позволяет,
согласно действующим стандартам лазерной безопасности, от-
нести ЛПР-1 к безопасным для органов зрения приборам.
В дальнейшем ЛПР-1 был заменен на ручной ла-
зерный дальномер ЛДИ-11 с безопасным для органов
зрения излучением на длине волны X = 1,54 мкм.
Кинематическая схема спарки трехстепенных гироскопов
в «коническом» подвесе
обычных ленточных спарников, если гироскопы помещены,
например, в «конический» подвес.
Спарки трехстепенных гироскопов наиболее сложны в
конструктивном отношении и вследствие этого менее тех-
нологичны и более сложны в изготовлении. Однако законы
управления ориентацией при их применении оказываются
наиболее простыми, т. к. они легко позволяют изменять ки-
нетический момент по одной из связанных с КА осей, не из-
меняя его по другим.
Для цифровых систем управления КА при
аналогичных требованиях к системам ориентации
системы с гиродинами имеют лучшие массовые
характеристики, чем системы со спарками трех-
степенных гироскопов.
Лазерные дальномеры
В настоящее время штатным прибором, приме-
няемым на борту пилотируемых КА типа «Союз»,
является ручной лазерный дальномер. Впервые
ручной лазерный дальномер использовался эки-
пажем на КА «Союз-Т13» в 1985 г., во время экс-
педиции по восстановлению работоспособности
потерявшей управление орбитальной станции «Са-
лют-7». Станция «Салют-7» представляла собой
некооперируемый объект: ответчик радиотехниче-
ской системы «Игла» не функционировал. Дальнее
сближение со станцией осуществлялось по целе-
указанию с Земли до дальности 7 км. На боковом
иллюминаторе в бытовом отсеке был установлен
лазерный дальномер, используемый вместо систе-
мы «Игла».
Блистер с иллюминатором на КА «Союз»
105
ПАО «РКК «Энергия»
Лазерный дальномер Л ДИ-11
на борту КА «Союз»
Как выяснилось в процессе определения возможностей ис-
пользования ЛДИ-11 на борту КА «Союз», покрытие иллюми-
натора в блистере имеет большое поглощение на длине волны
X = 1,54 мкм. По этой причине на иллюминаторе была введена
зона без нанесения покрытия.
Участок без покрытия (показан стрелкой) на стекле
иллюминатора блистера КА «Союз», предназначенный
для работы с ЛДИ-11
Пилотажное оборудование
Системы отображения информации и средств оператив-
ного управления пилотируемых космических кораблей
Системы отображения информации и средств оператив-
ного управления предназначены для приема, обработки и ото-
бражения информации, формирования аварийно-предупреди-
тельных световых, звуковых и речевых сообщений, контроля
и управления агрегатами, системами и процессами на всех
этапах полета и эксплуатации космических объектов. Архитек-
тура, состав, функциональные возможности и технические ха-
рактеристики СОИ ОУ существенно отличаются в зависимости
от назначения объекта, типа летательного аппарата, поколения
СОИ, требований по надежности, количества членов экипажа.
В общем виде СОИ ОУ пилотируемых комических объек-
тов представляют собой совокупность программно-аппарат-
ных средств индикации, устройств формирования световой,
звуковой сигнализации, речевых сообщений и органов ручно-
го управления системами и агрегатами объекта.
В развитии СОИ ОУ условно можно выделить два этапа.
Бурное развитие пилотируемой космонавтики
в 1960-1970-е гг., широкая номенклатура летательных аппа-
Табл. 4
Технические характеристики ручных лазерных дальномеров
Лазерный дальномер	ЛПР-1	ЛДИ-11
Длина волны, мкм / длительность зондирующих импульсов, нс / частота повторения, Гц	1,06; 6; 0,2	1,54*; 30; 0,15
Энергия зондирующего импульса, мДж	15	8
Расходимость зондирующего пучка, мрад	0,6	1,0
Диапазон дальностей измерений, м	145-2000	60-10000
Частота выдачи информации, Гц	0,20	0,15
Погрешность измерений дальности / скорости / угловых коорди- нат, м	10,00	5,00
Масса, кг	2,5	2,1
* Зондирующее излучение безопасно для органов зрения
106
Глава 2
ратов, постоянное увеличение требований по функциональ-
но-изобразительным возможностям и надежности аппарату-
ры привели к созданию широкого класса блоков и пультов,
предназначенных для использования в составе СОИ ОУ пило-
тируемых объектов.
К середине 1980-х гг. экстенсивный этап эволюции ави-
ационно-космического приборостроения (создание широкой
номенклатуры новой аппаратуры с более совершенными ха-
рактеристиками) в значительной мере себя исчерпал, прежде
всего по экономическим параметрам. В создании элементной
базы и бортовой аппаратуры были задействованы сотни и
тысячи предприятий, в то же время жизненный цикл эксплу-
атации аппаратуры для пилотируемой космонавтики практи-
чески не превышал нескольких лет.
За период времени с 1964 по 1974 г. для различных
по назначению объектов созданы 14 наименований систем
отображения информации (CI/IC-3-3KB, «Створ», «Уран»,
«Луч», «Сатурн», несколько разновидностей системы «Си-
риус», система «Марс», комплекс «Икар», комплекс «Юпи-
тер», система «Нептун»). В общей сложности вышеупомяну-
тые системы и комплексы содержат 46 пультов, различных
по назначению, проектно-конструкторским и схемным ре-
шениям, по примененным в них приборам индикации и ор-
ганам управления.
Интенсивный этап эволюции современных СОИ ОУ в зна-
чительной мере обусловлен достижениями микроэлектро-
ники, созданием бортовых полноцветных индикаторных
средств на основе плоских панелей и основными тенденция-
ми в развитии бортовых авиакосмических комплексов:
-	существенным возрастанием «плотности» информаци-
онных потоков;
-	широким распространением магистральных стандарт-
ных интерфейсов;
-	внедрением программных принципов обработки инфор-
мации;
-	интеграцией функциональных возможностей;
-	открытостью архитектуры бортового радиоэлектронно-
го оборудования пятого поколения.
Одной из основных тенденций, характерных для борто-
вого оборудования вообще и для систем отображения ин-
формации в частности, является значительное увеличение
объема информации, циркулирующей в контуре системы
управления ЛА.
В пультах СА первого поколения количество аналоговых
параметров было не более 10, количество двухпозиционных
сигнальных параметров и выдаваемых в объект команд - не
более 30, количество индицируемых в цифровой форме па-
раметров - единицы. В системах (комплексах) отображения
информации для летательных аппаратов самолетного типа и
орбитальных станций количество сигналов параметров и ко-
манд увеличилось более чем на порядок. Суммарное количе-
ство параметров, которое необходимо будет контролировать
при завершении строительства Международной космической
станции, превышает величину 10000.
Эксплуатация такого сложного динамического объекта с
использованием средств СОИ требует организации эффек-
тивного контроля и управления по различным контурам си-
стем и агрегатов, расположенных в сегментах станции.
Первое поколение системы отображения
информации. Пульт и приборная доска корабля
«Восток»
Архитектура и состав СОИ. По аналогии с авиационными
комплексами радиоэлектронного оборудования в эволюции
СОИ ОУ пилотируемых космических объектов можно выде-
лить несколько поколений.
Первое поколение СОИ для пилотируемого космического
корабля «Восток» относится к системам отображения ин-
формации «реликтового» типа, функциональные возможно-
сти которых фактически полностью определяются составом
средств индикации, сигнализации и органов управления, рас-
положенных на лицевых панелях пультов.
В состав системы входят пульт управления и рукоятка
управления, приборная доска, датчики температуры. Пульт
управления предназначен для управления агрегатами кос-
мического корабля и обеспечения выполнения следующих
задач:
-	управление приемопередатчиками каналов KBI, KBII и
УКВ;
-	управление уровнем естественного и искусственного
освещения в кабине;
-	управление системами ручной ориентации и аварийного
спуска аппарата;
-	управление системой кондиционирования;
-	управление устройствами системы индикации.
В отличие от компоновки самолетных органов управления,
смонтированных на многочисленных щитках (панелях) и распо-
ложенных в разных частях кабины, на пульте управления кора-
бля «Восток» компоновка органов управления спроектирована
в соответствии с возможностями пилота-космонавта и с учетом
принадлежности к определенной системе корабля, степенью
важности и частотой использования органов управления в про-
цессе полета.
На двух панелях пульта (основной и расположенной под
углом 30 ° к боковой панели) размещены:
-	задатчик регулятора температуры (пять фиксированных
положений обеспечивают регулировку температуры воздуха
в кабине в интервале 8-17 С);
-	рукоятка дистанционного включения газоанализатора;
-	органы управления системой индикации (привязка к
местности на глобусе, контроль исправности сигнализаторов,
управление звуковой сигнализацией);
107
ПАО «РКК «Энергия»
Табл. 5
Основные задачи управления кораблем «Восток», решаемые пилотом с использованием средств СОИ
Этап полета	Задачи, решаемые пилотом
Выведение на орбиту	Ведение связи со стартом по УКВ-станции
Орбитальный полет и подготовка к спуску	Управление системой кондиционирования. Управление системой освещения. Ведение радиосвязи с Землей. Контроль запаса рабочего тела в баллонах пневмосистемы. Контроль герметичности приборного отсека. Управление системой индикации корабля. Выполнение программы полетного задания
Подготовка к автоматическому спуску	Контроль выполнения программы автоматического цикла спуска
Подготовка к ручному спуску	Выбор места посадки. Ручная ориентация корабля. Управление СУ ТДУ по программе ручного спуска. Ведение связи с Землей
Спуск	Подготовка к катапультированию
-	органы управления системой радиосвязи;
-	переключатель «освещение» (дежурное и рабочее осве-
щение в кабине);
-	тумблеры управления яркостью подсвета оптического
ориентатора и уровнем наружного освещения (управление
шторками и светофильтром);
-	особо важные органы управления (логический замок,
ручная ориентация, включение тормозной двигательной
установки при аварийном цикле спуска, подача кислорода в
скафандр, выдача в систему телеметрии сигнала об аварий-
ной ситуации).
В состав приборной доски входят:
-	индикатор параметров атмосферы в кабине (температу-
ра, влажность, давление в приборном отсеке);
-	индикатор давления в баллонах автоматической и руч-
ной систем ориентации, тормозной двигательной установки;
-	индикатор местоположения, места посадки и числа обо-
ротов корабля вокруг Земли;
-	комбинированный временной индикатор;
-	сигнальное табло.
Кроме перечисленных индикаторных устройств, в ка-
бине размещены оптический индикатор пространственного
положения корабля (вмонтирован в иллюминатор) и сигна-
лизаторы угловых ускорений по крену, тангажу и рысканью.
Совокупность упомянутых приборов и входящих в состав
пульта органов управления обеспечивала контроль жизненно
важных параметров на всех этапах полета и возможность, в
случае необходимости, перейти на ручное управление кора-
блем и обеспечить посадку на
Землю.
Система отображения информации третьего
поколения. СОИ корабля «Союз-7К»
Особое значение для ре-
шения задач навигации, подго-
товки и осуществления спуска
в ручном режиме имеет инди-
катор местоположения и места
посадки.
Вращение глобуса индика-
тора с физической картой Зем-
ли (масштаб 1:100 000 000)
обеспечивалось от единого
временного устройства кос-
мического корабля (точность
0,01 %). Ввод коррекции пе-
108
Глава 2
риода орбитального движения, переключение прибора с ре-
жима индикации местоположения на режим индикации места
посадки осуществлялись пилотом вручную с пульта управле-
ния.
Для снижения величины накапливающихся погрешно-
стей в индикаторе предусмотрена возможность «привязки
к местности» (установка координат и включение прибора
по данным с Земли). Для обеспечения связи по КВ- и УКВ-
диапазону на глобус перед запуском корабля наносятся
индексы соответствующих радиостанций. Число оборо-
тов корабля вокруг Земли отображается на трехзначном
счетчике, связанном с механизмом управления вращением
глобуса.
Опыт полетов космических кораблей «Восток» и «Вос-
ход» показал, что возможности человека-оператора позволя-
ют возложить на космонавтов сложные задачи по управлению
объектом в условиях невесомости, в т. ч. задачи ориентации,
сближения и ручной стыковки с орбитальной станцией.
В связи с усложнением функциональных задач, стреми-
тельным возрастанием объемов информации, требуемой для
эффективного управления объектом в реальном времени,
архитектура, состав и принципы построения СОИ ОУ суще-
ственно изменяются.
Отличительной особенностью этой системы являлось
применение многофункциональных средств индикации и
управления, отвечающих требованию возможности адапта-
ции системы к особенностям объекта и задачам полета, в т. ч.:
-	использование электронно-лучевой трубки в качестве
многофункционального средства отображения телевизион-
ной и измерительной информации;
-	внедрение электронных средств формирования инфор-
мации на ЭЛТ (первое поколение дисплейных процессоров с
«жесткой» аппаратной логикой функционирования);
-	широкое применение электролюминесцентных индика-
торов;
-	обоснование и внедрение принципов временного кон-
троля программы выполнения полета (индикатор контроля
программ ИКП);
-	применение средств «сжатия» командно-сигнальной
информации для управления агрегатами и системами объ-
екта (командно-сигнальное устройство).
Дальнейшее совершенствование технических характери-
стик, эволюция архитектуры и развитие принципов создания
СОИ ОУ осуществлялось в рамках программ по созданию орби-
тальных станций «Салют», «Мир», пилотируемого транспортно-
го космического корабля «Союз-ТМ», многоразовой космиче-
ской системы «Буран».
Характерными особенностями СОИ этого этапа развития
пилотируемой космонавтики являются:
-	использование принципов иерархического представле-
ния информации и управления системами объекта и процес-
сами СОИ (СОИ «Плутон» орбитальной станции «Мир»);
-	организация диалогового взаимодействия экипажа с
бортовым вычислительным комплексом;
-	использование «развернутого» принципа управления
агрегатами системами объекта и представления информации
(замена командно-сигнальных устройств КСУ на командно-
сигнальное поле КСП);
-	многократное резервирование жизненно важных функ-
ций на всех этапах полета (СОИ «Буран»);
-	повышение роли человеко-машинного интерфейса в
обеспечении безопасного пилотирования ЛА;
-	создание графических дисплейных средств телевизион-
ного типа для отображения телевизионной, алфавитно-циф-
ровой и графической пилотажно-навигационной информа-
ции реального времени (СОИ «Буран»).
В отличие от «жесткой» аппаратной логики электронных
средств формирования изображения системы «Сириус», в
дисплейных процессорах СОИ «Буран» реализована развитая
система команд, обеспечивающая возможность оперативно-
го перепрограммирования и создания новых видов индика-
ции на всех этапах создания, комплексной отработки и экс-
плуатации ЛА.
Основные характеристики дисплейных средств СОИ «Бу-
ран»:
-	обеспечение возможности совмещения телевизионной
и дисплейной информации с использованием внешней син-
хронизации подсистем формирования изображения;
-	организация взаимодействия с БЦВК по последователь-
ному интерфейсу (аналог интерфейса ГОСТ Р 52070-2003);
-	программный принцип формирования видов индикации
с использованием языка программирования высокого уровня
(«Вектор», «Дуга», «Окружность», «Поворот» и «Сдвиг» изо-
бражения, «Текст», «Штриховка элементов»);
-	формирование и отображение пилотажно-навигацион-
ной информации в реальном времени;
-	гибкое перераспределение функций формирования
видов индикации между БЦВК и дисплеем (формирование
динамических фрагментов изображения в БЦВК, хранение и
формирование статических видов индикации в дисплее).
В середине 1990-х гг. в СОКБ КТ НИИАО (г. Жуковский)
начаты работы по созданию базовых средств современных
СОИ ОУ для модулей Международной орбитальной стан-
ции (пульт ИнПУ-МКС и система отображения информации
«Нептун-МЭ» для пилотируемого космического корабля
«Союз-ТМА»). При разработке этих изделий получили раз-
витие принципы унификации проектно-конструкторских ре-
шений для аппаратуры различного назначения (орбитальная
станция и спускаемый аппарат корабля).
В отличие от систем старших поколений, ключевые по-
зиции в архитектуре системы «Нептун-МЭ» и ИнПУ занима-
ют программно-аппаратные средства СОИ и индикаторные
устройства на плоских панелях. Несмотря на различие в объ-
еме и сложности решаемых задач (помимо орбитального ре-
жима работы, система «Нептун-МЭ» обеспечивает выполнение
функциональных задач на этапах выведения, ориентации,
сближения и причаливания) в архитектуре вычислительных
средств упомянутых изделий использованы общие проектные
решения и принципы, в т. ч.:
-	единая базовая платформа программно-аппаратных
средств (модули в стандарте микроРС) и индикаторных
средств;
-	единый состав, назначение и расположение органов управ-
ления ИнПУ-МКС и ИнПУ-1, ИнПУ-2 в составе СОИ «Нептун»;
-	единый матричный принцип управления агрегатами и
системами объекта;
109
ПАО «РКК «Энергия»
-	использование принципов и средств открытых технологий;
-	существенное возрастание роли эргономического, ин-
формационного и программного обеспечения в организации
человеко-машинного интерфейса.
В состав пульта космонавтов (пульта спускаемого аппа-
рата) входят:
-	рабочее место бортинженера (ИнПУ1):
•	системный вычислитель 1;
•	цветной матричный ЖКИ;
•	органы оперативного управления;
-	рабочее место командира (ИнПУ2):
•	системный вычислитель 2;
•	цветной матричный ЖКИ;
•	органы оперативного управления;
-	рабочее место инженера-исследователя:
•	системный вычислитель 3;
•	средства приема и преобразования аналоговых параме-
тров;
-	подсистема формирования световых, звуковых и рече-
вых аварийно-предупредительных сигналов;
-	интерфейсные средства (устройства связи с БЦВК и си-
стемами объекта);
-	средства выдачи особо важных команд;
-	средства управления радиосвязью.
Пульт космонавтов корабля «Союз-ТМА»
Программно-аппаратные средства пульта обеспечивают
на всех этапах полета выполнение основных функциональ-
ных задач:
-	организацию диалогового взаимодействия экипажа ЛА
с вычислительными средствами объекта;
-	прием по «прямым» связям, преобразование и обра-
ботку информации от датчиков релейного типа и аналоговых
датчиков;
-	формирование аварийно-предупредительных световых
и звуковых сигналов;
-	формирование и отображение дисплейной и телевизи-
онной информации, в т. ч. в режимах совмещения на экранах
ЖКИ;
-	преобразование отображаемой на экранах ЖКИ инфор-
мации в полный телевизионный сигнал для передачи на Зем-
лю с целью дистанционного контроля;
-	выдачу команд управления системами и агрегатами объ-
екта;
-	регистрацию входных сигналов и команд управления в
энергонезависимой памяти;
-	формирование и выдачу телеметрической информации;
-	программно-логическое управление системами кора-
бля;
-	информационную поддержку деятельности экипажа с
выдачей рекомендаций по действиям в нештатных ситуациях.
Приборы ориентации по Земле
Пилотируемые и автоматические КА обычно выводятся
на эллиптические или круговые орбиты. Для построения тре-
буемой ориентации на этих орбитах используется Земля. Как
правило, источником информации является тепловое излу-
чение Земли в ИК-диапазоне, имеющее практически равную
интенсивность для дневной и ночной стороны.
Общие принципы определения местной вертикали базируют-
ся на измерении угла между направлением на край диска плане-
ты - горизонт, определяемый как граница «космос - планета», и
осями КА в различных точках горизонта.
Наблюдаемый угловой размер Земли определяется вы-
сотой орбиты КА. Поэтому конструкция приборов ориентации
по Земле различается: имеются приборы для одной орбиты,
для дискретного набора высот орбит, для их широкого или
узкого диапазонов. Чем шире диапазон орбит, тем сложнее
конструкция прибора.
Приборы ориентации по Земле можно разделить на
три типа. Датчики наличия Земли определяют ее присут-
ствие в одном из двух развернутых на 180° угловых полей,
неподвижно расположенных относительно КА. Построите-
ли местной вертикали осуществляют сканирование окру-
жающего пространства узким полем зрения по круговой
траектории: ось мгновенного поля зрения перемещается
по поверхности конуса, угол раствора которого равен ви-
димому угловому размеру Земли. Если ось визирования
Система отображения информации пятого поколения
110
Глава 2
Сканирование в приборах ориентации по Земле: а) с использованием круговой траектории;
б) с использованием секущей траектории
Построитель местной
вертикали 301К
прибора совпадает с мест-
ной вертикалью, модуля-
ция выходного сигнала от-
сутствует. При отклонении
оси конуса от местной вер-
тикали происходит пере-
сечение горизонта Земли,
сигнал модулируется с
частотой сканирования,
причем амплитуда моду-
ляции пропорциональна
углу отклонения, а фаза
указывает направление
отклонения. Измерители
угла отклонения сканируют
«секущий» принцип, при
котором осуществляется
Измеритель угла отклонения 256К
многократное пересечение горизонта Земли. При пере-
сечении горизонта полем зрения прибора формируется
сигнал, соответствующий точке пересечения. Далее по
нескольким точкам (от двух до четырех) схемотехниче-
ски или математически определяется угол отклонения от
местной вертикали. Этот тип прибора является универ-
сальным для разных высот орбит.
Прибор ориентации на Землю 301К (НПП КП «Квант») ис-
пользует круговое сканирование, обеспечивает автоматиче-
скую подстройку угла раствора конуса при изменении высоты
орбиты, устойчив к засветке Солнцем.
Измеритель угла отклонения 256К (НПП «Геофизика-Кос-
мос») «секущего» типа предназначен для измерения угла откло-
нения оси КА от местной вертикали Земли в одной плоскости.
Прибор защищен от засветки, вызываемой попаданием в поле
зрения Солнца и Луны, устанавливался на орбитальных станци-
ях «Мир», МКС и КА «Ямал».
Отечественные оптико-механические сканеры представ-
ляют собой прецизионные устройства, имеющие высокую
надежность, ресурс непрерывной работы которых составляет
до 15 лет. Однако их изготовление имеет высокую трудоем-
кость, поэтому в настоящее время разработчики начинают
использовать в конструкции приборов ориентации по Земле
многоэлементные ФПУ.
Оптические визуальные приборы пилотируемых КА
В оптических визуальных приборах приемником оптиче-
ского излучения являются непосредственно органы зрения
оператора. Оптические визуальные приборы автономны в
получении информации и позволяют осуществлять ручное
управление движением КА. Погрешности измерений этих
приборов составляют от единиц градусов до десятков угло-
вых минут.
Первоочередной задачей, для решения которой в случае
нештатных ситуаций используются оптико-визуальные при-
боры, является построение орбитальной ориентации. Для
этого выполняются две операции: построение местной вер-
тикали и курсовой ориентации.
111
ПАО «РКК «Энергия»
Построение местной вертикали с использовани-
ем оптико-визуальных приборов реализуется двумя
способами: методом симметрирования и нониально-
го смещения.
Нониальный метод определения местной вер-
тикали основан на чувствительности человеческого
глаза к поперечному смещению штрихов относитель-
но друг друга (нониальное смещение).
Сравнение показывает, что точность построения
местной вертикали нониальным методом выше на
порядок.
После построения местной вертикали определе-
ние курсовой ориентации сводится к определению
углового рассогласования между указателем курса и
направлением «бега» предметов подстилающей по-
верхности.
Одним из основных оптико-визуальных приборов
на борту пилотируемых КА типа «Союз» является при-
бор ВСК4, который представляет собой оптический ви-
зир, монтируемый на иллюминаторе КА «Союз». ВСК4
создает прямое, уменьшенное изображение объектов
в полях зрения, выводящееся на линзовый или мато-
вый (рассеивающий) экран.
Определение местной вертикали нониальным методом:
1 - линия видимого горизонта планеты; 2 - нониальное
смещение &н; 3 - смещение центра окружности видимой линии гори-
зонта Лсмещ. В изображении видимого горизонта
планеты выделим четыре сектора. Если сместить центр
окружности линии горизонта О на величину Ли, то участки линии
горизонта попарно совмещенных секторов (А'-А' и B’-B’) сместятся
относительно друг друга на величину Лсмещ,
большую в 2 раза
Определение местной вертикали методом симметрирования:
1 - концентрические окружности; 2 - изображение видимого горизонта планеты; 3 -
смещенное положение изображения линии горизонта планеты; 4 - ошибка в направ-
лении местной вертикали; 5 - визирные лучи с углом при вершине 2 °, ось которого
совпадает с визирной осью оптико-визуального прибора; 6 - контур планеты; 7 - объ-
ектив; 8 - картинная плоскость прибора; 9 - положение глаза оператора. Определение
местной вертикали
осуществляется следующим образом. При касании визирными лучами
5 видимого горизонта планеты визирная ось прибора направлена по местной верти-
кали. В картинной плоскости 8 имеются концентрические окружности 1, являющиеся
базовыми для симметрирования изображения
наблюдаемого горизонта планеты
ВСК4 предназначен для контро-
ля орбитальной системы координат
КА, выполнения закрутки на Солн-
це для подзаряда солнечных бата-
рей, контроля местной вертикали
и курсовой ориентации, стыковки
с орбитальной станцией, визуаль-
ного наблюдения объектов в поле
зрения прибора.
ВСК4 имеет центральную и пе-
риферическую оптические системы.
ЦС предназначена для создания пря-
мого уменьшенного изображения
объекта в центральной зоне экрана.
Линия визирования ЦС имеет два
положения: «Ориент» (для постро-
ения орбитальной ориентации) и
«Причал» (для контроля стыковки).
ПС предназначена для создания
прямого уменьшенного изображе-
ния объекта в восьми участках пе-
риферийной зоны вокруг экрана. ПС
состоит из восьми периферийных
трубок, расположенных на цилин-
дрической поверхности через 45°.
Линия визирования ПС находится
на образующих конуса с углом при
вершине 145° и осью параллельной
оси «-У» КА. Угол поля зрения пери-
ферийной трубки ПС составляет 14°
в радиальном направлении и 30 ° в
тангенциальном направлении. Уве-
личение ПС равно 0,09°.
112
Глава 2
Прибор ВСК4
При точном наведении перекрестья на объект оператор
нажатием клавиши выдает команду отсчета, и сигналы с дат-
чиков поступают в бортовую вычислительную систему. Углы
визирования также можно визуально считать со шкал.
Для проведения астрокоррекции БИНС выполняются опе-
рации по визированию с использованием ВП-2 двух заданных
звезд с целью определения рассогласования их расчетных и
фактических координат.
Панкратический визир переносной «ПУМА» предназначен
для географической привязки наблюдаемых наземных образо-
ваний при проведении ДЗЗ, а также для уточнения уходов БИНС
и определения инерциальной ориентации. «ПУМА» представляет
собой монокулярную зрительную трубу с изменяющимся фокус-
ным расстоянием, имеющую две степени свободы. Отклонение
при наведении на объект осуществляется вручную оператором.
Углы отклонения также измеряются потенциометрически-
ми датчиками. При точном наведении перекрестья на объект
ВСК4 является основным прибором для контроля орби-
тальной ориентации и выполнения разворотов. Ось визи-
рования штатно выставляется в положение «Ориент». Тип
экрана выбирается из условий освещенности. На дневной
стороне орбиты и при закрутке на солнце используется ма-
товый экран.
Линзовый экран ВСК4 используется при работе в тени и в
районе терминатора. Для уменьшения яркости наблюдаемых
объектов устанавливается матовый (рассеивающий)
экран, снижающий яркость изображения в 300 раз.
При помехах от Солнца также используются централь-
ный и периферийные светофильтры.
При определенных условиях автоматические
средства не способны решать задачу астрокоррекции
бесплатформенных инерциальных навигационных си-
стем, и тогда необходимо использовать оптические
визуальные приборы для получения информации,
обеспечивающей нормальную работу СУДН. На борту
МКС оптические визуальные приборы применяются
для контроля ориентации по вертикали и курсу, геогра-
фической привязки наземных образований при наблю-
дении подстилающей поверхности, уточнения уходов
БИНС и определения инерциальной ориентации.
Широкоугольный визир с точной вертикалью
ВШТВ предназначен для контроля орбитальной ориен-
тации по курсу, тангажу и крену, обзора окружающего
пространства в пределах полусферы, в т. ч. наблюде-
ния звезд до +1,0 звездной величины.
Визир устанавливается по оси «-У». ВШТВ осна-
щен системой точной вертикали (канал с окуляром),
основанной на нониальном методе, и проекционной
системой подвижной метки (канал с экраном), по-
зволяющей отметить любой ориентир в поле зрения
и определить его угловое положение. Выходными
каналами являются экран и окуляр. Канал с окуля-
ром используется только в орбитальной системе
координат.
Визир пилота 240К (ВП-2) коллиматорного типа
предназначен для географической привязки наблю-
даемых наземных образований при наблюдении под-
стилающей поверхности, а также для уточнения ухо-
дов БИНС и определения инерциальной ориентации.
На коллиматоре ВП-2 высвечивается визирная сетка
и окно шкалы, индицирующее угол поворота визир-
ной сетки. Оператор вручную наводит перекрестье на
объект путем разворота прибора в двухстепенном под-
весе. ВП-2 снабжен потенциометрическими датчиками
поворота визирной оси. Положение прибора в подвесе
можно зафиксировать.
Экран ВСК4
Наблюдение за стыковкой через ВСК4
113
ПАО «РКК «Энергия»
Широкоугольный визир ВШТВ
Визир пилота 240К (ВП-2)
Панкратический визир переносной «ПУМА»
Дневная сторона Земли, наблюдаемая через ВШТВ
оператор нажатием клавиши выдает команду отсчета, и сиг-
налы с датчиков поступают в бортовую вычислительную си-
стему либо визуально считываются углы визирования со шкал.
«ПУМА» имеет возможность фиксации в любом положении.
Для проведения астрокоррекции БИНС выполняются операции
по визированию двух заданных звезд с
Табл. 6
Характеристики приборов «ПУМА» И ВП-2
Прибор	ВСК4	ВШТВ	ВП-2	«ПУМА»
Увеличение	0,7	* 0,55-0,65	1	1,5-15
Поле зрения, °	** 15	185-190	20	40-4
Углы поворота, °	-	-	±30	0-90
Энергопотребление, Вт	15	12	7	7
Масса, кг	27,0	27,5	2,5	5,8
*	для канала с окуляром
*	* для центральной оптической системы
целью определения рассогласования их
расчетных и фактических координат.
Приборы ВП-2 и «ПУМА» устанавли-
ваются на иллюминаторы МКС. Для на-
ведения визирной оси приборов имен-
но на заданную звезду должна быть
обеспечена подготовка операторов по
опознаванию звезд и созвездий с уче-
том обозначений, приведенных в ката-
логе.
Работа с приборами «ПУМА» и
ВП-2 с целью уточнения ориентации и
определения уходов БИНС по измере-
нию углового положения звезд должна
проводиться на неосвещенной стороне
орбиты (угол между направлением на
центр Солнца и горизонт Земли >1,5°)
при инерциальной ориентации МКС.
Для работы с прибором «ПУМА»
должны выбираться звезды с блеском
ярче +3,5 звездной величины, а для
ВП-2 - с блеском ярче +2,5 звездной ве-
114
Глава 2
личины. На освещенной стороне орбиты используются звез-
ды с блеском ярче +2,0 звездной величины (при этом угол
между направлением на Солнце или освещенный горизонт
Земли и осью «-У» должен быть >100°).
При выборе ориентиров должны выполняться следую-
щие условия:
1. В радиусе 2° от выбранной звезды не должны нахо-
диться другие звезды с разницей менее одной звездной ве-
личины.
2. Расстояние между выбранной звездой и Луной должно
быть не менее 10° для прибора «ПУМА» и 15° для прибора
ВП-2.
С целью адаптации зрения к наблюдению звезд в рабо-
чем отсеке за 20 мин до наблюдений должно быть создано
минимальное освещение.
В настоящее время оптические визуальные приборы уста-
навливаются на пилотируемых КА в меньшем количестве, что
связано со сложностью их изготовления и установки, а также
широким внедрением телевизионных средств. На перспек-
тивных пилотируемых КА основными визуальными средства-
ми, скорее всего, станут многофункциональные дисплеи, на
которых будут выводиться изображения, формируемые теле-
камерами и оптико-электронными приборами.
Лазерные гироскопы
В настоящее время лазерные гироскопы являются неотъ-
емлемой частью систем управления подвижными объектами,
в т. ч. КА.
В лазерном гироскопе носителем информации об угловой
скорости относительно инерциального пространства является
электромагнитное излучение, параметры которого изменяются
в зависимости от вектора угловой скорости вращения. Прин-
цип действия лазерного гироскопа основан на эффекте Санья-
ка, который состоит в следующем. При посылке луча света в
направлении вращения прибора и против направления враще-
ния разница во времени прихода лучей (определяемая интер-
ферометром) позволяет найти разницу оптических путей лучей
в инерциальной системе отсчета, и, следовательно, величину
углового поворота прибора за время прохождения луча. Ве-
личина эффекта прямо пропорциональна угловой скорости
вращения интерферометра и площади, охватываемой путем
распространения световых волн в интерферометре.
Эффект Саньяка теоретически объясняется с помощью
специальной теории относительности, согласно которой
скорость света постоянна в любой инерциальной системе
отсчета, в то время как в неинерциальной системе ее значе-
ние может отличаться.
Кольцевой лазерный гироскоп изготовляется на базе
моноблочного кольцевого резонатора. Моноблочный ре-
зонатор представляет собой призму в форме треугольника
или квадрата, в которой проделан генерационный канал -
световод, в углах которого закреплены зеркала с диэлектри-
ческими покрытиями. Световод представляет собой газо-
разрядную трубку, заполняемую смесью Не и Ne. Моноблок
является также силовым элементом: на нем закреплены
другие элементы конструкции.
В лазерном гироскопе два луча, генерируемые и усилива-
ющиеся в полостях гироскопа, непрерывно циркулируют по
резонатору в противоположных направлениях. В результате
создается и поддерживается стоячая волна, а ее узлы и пуч-
ности в идеальном случае связаны с инерциальной системой
отсчета. Таким образом, положение узлов и пучностей не ме-
няется, если гироскоп не вращается (в плоскости кольцево-
го контура) относительно инерциальной системы отсчета, а
при повороте резонатора (корпуса гироскопа) ФПУ измеряют
угол поворота, считая пробегающие по ним интерференци-
онные полосы.
Основными характеристиками лазерного гироскопа явля-
ются масштабный коэффициент, относительная нестабиль-
ность частоты излучения, дрейф нуля, чувствительность, ди-
намический диапазон и точность. Чувствительность лазерного
гироскопа пропорциональна площади поверхности, ограни-
ченной лучами лазера.
На точность лазерных гироскопов негативно влияет за-
хват частот в активной среде, где лазерный луч усиливает-
ся. Таким образом, возникает нелинейность характеристики
типа зона нечувствительности. Для ее исключения гироскоп
обычно помещают на виброподвес.
Лазерный гироскоп представляет собой многоконтурную
взаимосвязанную систему автоматического регулирования,
в которую, кроме квантового чувствительного модуля, также
входят оптические, фотоэлектрические и электронные изме-
рительные преобразователи.
Появлению волоконно-оптического гироскопа способство-
вала разработка одномодового диэлектрического световода
Зеркало
Зеркало
Полупрозрачное
зеркало
Луч, движущийся
по часовой
стрелке
Схема лазерного гироскопа
Схема волоконно-оптического гироскопа
115
ПАО «РКК «Энергия»
Датчик ТИУС500
со специальными характеристиками: устойчивая поляризация
встречных лучей, высокая оптическая линейность, малое за-
тухание. Волоконно-оптический гироскоп представляет собой
интерферометр Саньяка, в котором круговой оптический контур
заменен на катушку из длинного одномодового оптического во-
локна.
Для повышения чувствительности гироскопа использу-
ют световод большой длины (порядка 1000 м), уложенный
витками. В отличие от кольцевого лазерного гироскопа, в
волоконно-оптических гироскопах обычно используется
свет с очень маленькой длиной когерентности, что необ-
ходимо для увеличения точности гироскопа до удовлет-
ворительного уровня. В качестве источника света может
использоваться уже даже не лазер, а полупроводниковый
светоизлучающий диод.
В оптическом гироскопе широкое применение находят ча-
стотные и фазовые модуляторы. Частотные модуляторы пере-
водят фазу Саньяка в переменные изменения разности частот
противоположно бегущих лучей. При компенсации фазы Са-
ньяка разностная частота пропорциональна угловой скорости
вращения Q. Достоинством частотных модуляторов является
представление выходного сигнала в цифровом виде.
Фазовые модуляторы переводят фазу Саньяка в измене-
ние амплитуды переменного сигнала, что исключает низко-
частотные шумы и облегчает измерение информационного
параметра.
Волоконные гироскопы разработки ООО «НПК «Опто-
линк» используются в составе систем управления пилотируе-
мых и автоматических КА.
Трехосный датчик вращения с замкнутым контуром
обратной связи ТИУС500 предназначен для измерения и
контроля угловой скорости вращения, применяется на КА
типа «Союз». ТИУС500 на основе волоконно-оптических
гироскопов выполнен по «минимальной конфигурации»,
обеспечивающей взаимность оптических путей для двух
световых волн, распространяющихся навстречу друг дру-
гу в волоконном контуре. В качестве источника излучения
используется суперлюминесцентный диод. Датчик также
включает в себя деполяризатор, фотоприемное устрой-
ство, два волоконных разветвителя, три кольцевых интер-
ферометров Саньяка и блок электроники.
В ТИУС500 реализован способ поочередного переклю-
чения модуляции каналов (осей) с частотой 1 кГц. Каждый
канал выдает информацию, только если на него подан
электрический сигнал вспомогательной модуляции. Про-
стым переключением каналов поочередно включаются
все на время около 333 мкс, этот процесс повторяется с
частотой 1 кГц. Все три канала работают независимо друг
от друга. Прибор обладает высокой устойчивостью к элек-
тромагнитным помехам, механическим и температурным
воздействиям.
Основные технические характеристики датчиков
ТИУС500
Диапазон измерения угловой скорости - >±300 град, /ч;
Систематическая составляющая дрейфа нулевого сигна-
ла - <5,0 град./ч;
Систематическая составляющая дрейфа нулевого сиг-
нала при постоянной температуре - <1,0 град./ч;
Случайная составляющая нулевого сигнала - <1,0 град./ч;
Погрешность масштабного коэффициента - <0,3 %;
Полоса пропускания - >100 Гц;
Спектральная плотность мощности шума - <0,02°/ч0-5;
Время функциональной готовности - <3 с;
Время точностной готовности - <30 с;
Максимальная погрешность измерения за время эксплуа-
тации (по модулю) - 0,01 %;
Срок службы - 7 лет;
Масса-1,2 кг;
Потребляемая мощность - 7 Вт;
Габариты -136 х 94 х 92,5 мм.
Радиотехническая система взаимных измерений
параметров относительного движения
космических объектов «Курс»
Проектные исследования проблем сближения и стыковки
космических объектов начались в 1959 г. Определялись мето-
ды сближения, формулировались требования к измерителям
параметров относительного движения объектов, отрабатыва-
лись различные приборные реализации. Предстояло решить
задачу, у которой отсутствовали прототипы.
Процесс сближения разделялся на два участка: дальний и
ближний. Для реализации дальнего участка были использо-
ваны наземные средства измерения параметров орбит сбли-
жающихся объектов и наземные вычислительные комплексы
для расчетов импульсов коррекции орбит.
Начальными условиями для ближнего участка был опре-
делен эллипсоид рассеивания с полуосями 25 х 15 х 15 км, в
котором находятся два сближаемых объекта при относитель-
ной радиальной скорости 40 м/с. Для сближения на ближнем
участке был использован классический метод параллельного
наведения, который позволил наиболее просто решить при-
борную реализацию измерителя параметров относительного
движения. Так была разработана радиотехническая система
«Игла», которая находилась в эксплуатации с 1967 по 1988 г.
С ростом масштабов орбитальных комплексов исполь-
зование системы «Игла» становилось нерациональным, т. к.
требовало непрерывной ориентации станции стыковочным
агрегатом на корабль и приводило к большим затратам то-
плива и к появлению больших нагрузок на элементы станции
116
Глава 2
в процессе управления разворотами. Появление в бортовых
системах управления цифровых управляющих машин позво-
лило перейти на новую идеологию сближения по методу сво-
бодных траекторий и пересмотреть требования к радиотехни-
ческой системе взаимных измерений. С 1986 г. находится в
эксплуатации радиотехническая система второго поколения
- система взаимных измерений «Курс».
СВИ «Курс» предназначена для автономного измерения
параметров относительного движения при сближении двух
кооперируемых космических объектов до момента их стыков-
ки. Система представляет собой набор скомплексированных
в единую систему измерителей радиолокационных параме-
тров.
В СВИ «Курс» использован активный ответ, поэтому в си-
стему входят два взаимодействующих бортовых комплекса:
аппаратура «Курс-A» и аппаратура «Курс-П». Каждый ком-
плекс размещается на объектах «А» и «П» соответственно.
Объект «А» осуществляет операции по сближению, прича-
ливанию и стыковке к объекту «П», застабилизированному и
произвольно ориентированному в пространстве.
Аппаратура «Курс-A» (запросчик) обеспечивает:
-	поиск и обнаружение в сфере или угловом секторе объ-
екта «П»;
-	измерение расстояния между сближаемыми объектами и
относительной радиальной скорости их сближения;
-	измерение угловых координат объектов «А» и «П» отно-
сительно линий визирования в системах координат объектов
«А» и «П».
Аппаратура «Курс-П» (ответчик) обеспечивает:
-	поиск и обнаружение в сфере объекта «А»;
-	ретрансляцию запросных сигналов;
-	измерение дальности и относительной радиальной ско-
рости;
-	передачу угловых координат объекта «П» на запросчик.
Система построена на проверенных предыдущей разра-
боткой аппаратуры «Игла» принципах построения основных
измерительных каналов с учетом современных (на момент
создания) конструкторско-технологических решений и пер-
спективных ЭРИ. Использован 10-см диапазон волн.
Определяющим для выбора зондирующего сигнала в
системе «Курс» явилось требование совместного измерения
дальности, с одной стороны, и радиальной скорости и углов
пеленга, с другой, и прежде всего прецизионной точности из-
мерения радиальной скорости. Такая высокая точность изме-
рения радиальной скорости достигнута доплеровским коге-
рентным измерителем в классе т. н. непрерывных сигналов.
Непрерывный немодулированный сигнал также оптимален
для угловых измерителей.
Для измерения дальности используется простой (немо-
дулированный) сигнал во время поиска и вхождения в связь
запросчика и ответчика с последующим переходом к более
сложному сигналу в режиме измерения дальности. Обнару-
жение сигнала на запросчике и ответчике в режиме кругового
поиска осуществляется с помощью двух широконаправлен-
ных антенн с полусферическими диаграммами направлен-
ности.
Основная особенность режима обнаружения сигнала, при-
нятого в системе «Курс», заключается в обеспечении одновре-
менного на запросчике и ответчике вхождения в связь и затем
измерении дальности и радиальной скорости в полной сфере
пространства, независимо от взаимной ориентации космиче-
ских объектов. Выбранный алгоритм вхождения в связь позво-
ляет существенно сократить время обнаружения сигнала.
Обнаружение сигнала на запросчике и ответчике в режиме
секторного поиска осуществляется через остронаправленные
антенны. Для определения углов ориентации объекта «А» в
сфере используются две антенны, одна из которых сканиру-
ющая, обеспечивает обзор передней полусферы, а вторая - с
полусферической диаграммой направленности - обеспечивает
обзор задней полусферы. Обзор осуществляется путем ампли-
тудного сравнения сигналов от этих антенн, при этом форми-
руется необходимая пеленгационная характеристика.
Канал ориентации и измерения углов по рысканью и тан-
гажу построен по схеме амплитудного пеленгатора. Равно-
сигнальное направление, создаваемое при сканировании
антенны, расположено параллельно продольной оси объекта.
При наличии углового рассогласования между РСН антенны
и направлением на источник пеленга сигнал, поступающий от
антенны на вход приемного устройства, имеет амплитудную
модуляцию с частотой, равной частоте сканирования антенны.
Глубина модуляции и фаза огибающей в заданном диапазоне
углов однозначно определяют величину и знак угла пеленга.
На ортогональных фазовых детекторах сигнал разделяется на
составляющие по рысканью и тангажу.
В режиме сопровождения в запросчике используется
узконаправленная антенна с электронным сканированием. В
режиме причаливания аппаратура «Курс-A» также измеряет
параметры, определяющие угловое положение объекта «А»
по рысканью и тангажу в системе координат объекта «П».
Сигнал, излучаемый сканирующей антенной аппарату-
ры «Курс-П», модулирован опорными сигналами системы
координат объекта «П». Для этого используется частотная
модуляция. Глубина модуляции принимаемого сигнала ап-
паратурой «Курс-A» и фаза огибающей принятого сигна-
ла относительно опорной системы координат однозначно
определяют положение объекта «А» в системе координат
объекта «П».
Для измерения составляющих угла взаимного крена у^ и
уи используется взаимно-базовый метод. Измеряются пелен-
ги базовых антенн аппаратуры «Курс-П» с целью вычисления в
системе управления угла взаимного крена у между объектами
«А» и «П». Для определения углов у^ и уи используется изме-
рительная база, образованная узконаправленными антеннами
на объекте «П».
Каждая из антенн в паре излучает сигналы разных частот,
которые принимаются антенной сопровождения аппаратуры
«Курс-A». Измерения осуществляются в диапазоне от 300 м
до касания.
При построении канала измерения дальности р между
двумя объектами «А» и «П» в аппаратуре использован фа-
зовый метод измерения с одним модулирующим сигналом.
В аппаратуре «Курс-A» сигнал несущей частоты подвергает-
ся фазовой манипуляции сигналом масштабной частоты FM
и излучается в сторону аппаратуры «Курс-П». Аппаратура
«Курс-П» выделяет «огибающую» фазоманипулированного
сигнала и подает ее на фазовый манипулятор канала ре-
117
ПАО «РКК «Энергия»
трансляции сигнала дальности. В свою очередь, аппарату-
ра «Курс-A», принимая сигнал на второй частоте, выделяет
«огибающую» фазоманипулированного сигнала и измеряет
задержку ее по отношению к опорному сигналу. Величина
полученной задержки пропорциональна дальности между
двумя объектами.
В основе построения измерителя радиальной скорости
взаимного движения двух космических объектов лежит до-
плеровский принцип с использованием метода дробно-коге-
рентного ответа.
Для обеспечения измерения параметров относительного
движения космических объектов с требуемой точностью в за-
данном диапазоне использовано приемное устройство с чув-
ствительностью порядка 160 дБ/Вт, передающее устройство
мощностью ~2 Вт и несущие частоты f1H = 3298-106 Гц, f2H =
3240-106 Гц.
В аппаратуре используется высокостабильный задающий
эталонный генератор. Радиоприемное устройство построено
по супергетеродинной схеме с четырехкратным преобразо-
ванием частоты. Передающее устройство предназначено для
формирования сигналов несущих частот требуемой мощно-
сти и модуляции их сигналами дальности.
В радиосистеме «Курс» используются различные антен-
ны для обзора пространства и пеленгации источников излу-
чения.
В режимах поиска и обнаружения работают приемопере-
дающие антенны с диаграммой направленности, превышаю-
щей 180° (полусфера). Диаграмма направленности их имеет
форму тела вращения кардиоиды, перекрывающая полусфе-
ру в направлении главного излучения, с низким уровнем бо-
ковых лепестков. Поляризация эллиптическая.
Для угломерных измерений используются приемо-пере-
дающие антенны с механическим и электронным сканиро-
ванием диаграммы направленности. Пеленгующая антенна
с механическим сканированием имеет эллиптическую поля-
ризацию. В аппаратуре «Курс-A» она работает в приемном
режиме и имеет диаграмму направленности не менее 90° в
плоскости пеленга. Приемо-передающая антенна с электрон-
ным сканированием имеет линейную поляризацию и диа-
грамму направленности в режиме передачи -12°, в режиме
приема ~7°.
Аналогичная антенна в аппаратуре «Курс-П» работает в
передающем режиме и имеет диаграмму направленности в
плоскости пеленга -40°. В режиме причаливания в аппара-
туре «Курс-П» используются приемо-передающая антенна с
шириной диаграммы направленности -60° круговой поля-
ризации и передающая антенна с линейной поляризацией и
шириной диаграммы направленности -36°.
Измерительная информация о параметрах движения вы-
дается в бортовую вычислительную систему управления объ-
ектов «А» и «П» в цифровом виде кадрами по одному каналу
обмена. Работа аппаратуры «Курс-A» и «Курс-П» оценивает-
ся по телеметрической информации, выдаваемой в систему
телеметрических измерений объектов.
Конструкция приборов аппаратуры определяется усло-
виями эксплуатации и особенностями их размещения на
объектах. Основные антенны размещаются на откидных
штангах и обеспечивают работу в условиях открытого кос-
мического пространства. Контейнеры с установленными в
них электронными приборами размещаются внутри герме-
тизированных отсеков объектов. Для соединения антенн с
контейнерами используются фидерные тракты, состоящие
из коаксиальных кабелей, высокочастотных разъемов и гер-
мовводов.
Совместная работа аппаратуры «Курс-A» и «Курс-П» обе-
спечивает взаимный поиск, сближение и причаливание двух
кооперируемых объектов «А» и «П». В режиме кругового по-
иска взаимное обнаружение осуществляется в полной сфере
при расстоянии между объектами 300 м - 50 км.
В аппаратуре «Курс-A» две широконаправленные антенны
поочередно подключаются к приемному устройству. Одновре-
менно с коммутацией антенн на прием выход передающего
устройства подключается к этим же антеннам, обеспечивая
излучение сигнала частоты Т1н в полную сферу пространства.
Ко второму входу приемного устройства поочередно подклю-
чаются антенны обзора. В аппаратуре «Курс-П» аналогично
производится попеременное подключение широконаправлен-
ных антенн к передающему и приемному устройствам. Таким
образом, одновременно на обоих объектах в полной сфере
осуществляется как излучение сигнала соответствующей ча-
стоты, так и прием сигнала, излучаемого аппаратурой с коопе-
рируемого объекта.
В результате уверенного приема сигналов в аппаратуре
«Курс-A» и «Курс-П» вырабатывается сигнал наличия цели.
По сигналу СНЦ аппаратура «Курс-A» переключается в режим
ориентации, а аппаратура «Курс-П» - в режим ретрансляции
и измерения.
В аппаратуре «Курс-A» начинается измерение углов ори-
ентации объекта по рысканью и тангажу относительно линии
визирования сначала антенны ориентации, а затем узкона-
правленной антенны сопровождения. При рассогласовании
по углам меньше 5° формируется сигнал автосопровожде-
ния, по которому вместо широконаправленных антенн к при-
емному устройству подключается антенна сопровождения,
через которую излучается запросный сигнал на частоте 11н и
начинается вхождение в связь по скорости и дальности пу-
тем последовательного включения в аппаратуре «Курс-A» и
«Курс-П» сигналов поднесущих частот f1ri и f2ri и манипуляции
по фазе частотами Fm сигналов Т1н и f2H.
После замыкания колец измерения радиальной скорости
и дальности в аппаратуре «Курс-A» вырабатывается сигнал
«Захват» и излучается ретранслированный сигнал для обе-
спечения измерения дальности и радиальной скорости в ап-
паратуре «Курс-П».
В режимах секторного поиска работа аппаратуры
«Курс-A» и «Курс-П» осуществляется с помощью узкона-
правленных антенн и также завершается формированием
сигналов СНЦ и «Захват». Дальность действия при этом уве-
личивается с 50 км до 400 км при произвольной ориентации
объекта «П» и предварительной ориентации объекта «А» в
направлении на объект «П» и до 200 км при предварительной
ориентации объектов «А» и «П».
После выработки сигнала «Захват» аппаратура «Курс-А»
производит измерение дальности и скорости. По сигналам
аппаратуры «Курс-A» объект «А» осуществляет сближение и
выход в конус причаливания объекта «П».
118
Глава 2
На дальности ~1 км в аппаратуре «Курс-П» включается
излучение сигналов частот f3 и f4. При этом сигнал f3 моду-
лируется специальными частотами синхронно с частотой и
фазой опорных напряжений генератора опорных напряжений
антенны аппаратуры «Курс-П», и при нахождении объекта
«А» в конусе ±30° относительно оси заданного стыковочного
узла объекта «П» в аппаратуре «Курс-A» формируются углы
ориентации объекта «А» в системе координат объекта «П» по
рысканью и тангажу.
По окончании вхождения в конус причаливания в ап-
паратуру «Курс-П» передается команда для переключения
приемо-предачи сигналов с широконаправленной антенны
на узконаправленную антенну заданного стыковочного узла,
и аппаратура переходит в режим причаливания. После пере-
хода в режим причаливания аппаратура «Курс-A» по сигналам
частот 12н и f3, излучаемых разными антеннами, образует из-
мерительную базу, по которой производит измерения состав-
ляющих угла взаимного крена уу и уи. По мере сближения
объектов на дальности ~20 м аппаратура «Курс-A» по сигналам
частот 12н и f4, образующим вторую измерительную базу, фор-
мирует углы yv и уи с более высокой точностью.
Измеренные параметры относительного движения р, р,
Ч^а1 °а> Vn’ °п’ Yv и выдаются аппаратурой на объекте
«А» до касания и обеспечивают сближение и автоматическую
стыковку космических кораблей, в т. ч. Международной кос-
мической станции сложной конфигурации с транспортными
и грузовыми кораблями «Союз» и «Прогресс».
Силовые гиростабилизаторы и гиродемпферы
Силовые гиростабилизаторы и гиродемпферы относятся к
числу пассивных гироскопических устройств в том смысле, что
поворот гироскопа в подвесе происходит не по сигналам из си-
стемы управления, а под действием момента гироскопической
реакции от вращения КА. При этом повороте гироскопа в подвесе
и парируется момент, вызвавший поворот КА. Такие устройства
использовались в системах ориентации искусственных спутни-
ков Земли с невысокими требованиями по точности ориентации.
Примером силового гиростабилизатора является стабили-
затор спутника связи «Молния» (1965 г.), построенный на трех-
степенном гироскопе в упруго-вязком подвесе и с регулируемой
скоростью вращения ротора.
Гиродемпферы представляют собой двухстепенные гиро-
скопы с вязким демпфированием, за счет которого рассеива-
ется энергия колебаний КА. Одним из примеров использова-
ния гиродемпферов является гироаэродинамическая система
ориентации спутника «Космическая стрела» («Космос-149» и
«Космос-320» (1967 г., 1970 г.)), предназначенного для опти-
ческих исследований атмосферы, в которой два гиродемпфера
устанавливались таким образом, что векторы их кинетических
моментов в исходном состоянии были развернуты на угол 45°.
Каждый гиродемпфер представлял собой поплавковый двух-
степенной гироскоп с установленной на оси поплавка пружиной.
Другим примером использования гиродемпферов явля-
ются гравитационно-гироскопические системы ориентации
спутников «Аджена» (1961 г.). На этих спутниках устанав-
ливались двухгироскопные системы по схемам «V-крен» и
«V-рыскание».
Детали гироскопа спутника «Аджена»
При невысоких требованиях к точности ориентации спут-
ника достоинство систем с гиродемпферами заключается в
том, что они являются простыми, надежными и долговечными.
Силовой гиростабилизатор представляет собой двигатель-
маховик, имеющий постоянную составляющую кинетического
момента и установленный в одностепенной или двухстепен-
ной карданов подвес. Благодаря постоянной составляющей
кинетического момента, СГС при перемещении рамок подвеса
приводами прецессии способен создавать управляющие ги-
роскопические моменты относительно двух осей КА (в случае
двухстепенного карданова подвеса), т. е. обладает свойствами
СГ. Относительно третьей оси (направленной вдоль оси враще-
ния ротора) СГС может создавать управляющий момент при
изменении скорости вращения ротора маховика в некотором
диапазоне так, как это происходит в ЭДМ. Таким образом, СГС,
о которых идет речь, сочетают, как уже отмечалось, принципы
работы СГ и ЭДМ.
В последние годы с целью минимизации энергопотре-
бления в рамках подвеса СГС устанавливают два маховика,
один из которых вращается с постоянной угловой скоростью,
создавая постоянную составляющую кинетического момента,
а второй работает в режиме ЭДМ. Изменение кинетического
момента происходит в некоторой окрестности нулевого зна-
чения. Благодаря этому энергопотребление ЭДМ (а следова-
тельно, и СГС в целом), согласно указанным ранее обстоя-
тельствам, значительно меньше, чем если бы он работал при
постоянной составляющей кинетического момента.
СГС широко применяются на геостационарных КА связи,
ретрансляции и телевещания. При этом СГС позволяют обеспе-
чить силовую гироориентацию по курсу в условиях отсутствия
информации о текущих значениях угла курса от соответствую-
щих измерительных приборов за счет постоянной составляю-
щей кинетического момента относительно оси тангажа.
Особенности и области применения различных типов
инерционных исполнительных органов
Инерционные исполнительные органы - силовые гиро-
скопы, управляющие двигатели маховики, а также силовые
гиростабилизаторы - применяются в качестве основных ис-
полнительных органов систем ориентации и стабилизации
119
ПАО «РКК «Энергия»
на большинстве эксплуатируемых и разрабатываемых КА с
длительным сроком активного существования.
Применение ИИО в системах ориентации и стабилизации
космических аппаратов позволяет значительно сократить за-
пасы рабочего тела (топлива или сжатого газа) реактивных
двигателей ориентации, а в ряде случаев почти полностью
исключить расход рабочего тела, применяя гравитационную
или магнитную систему разгрузки, что в конечном итоге при-
водит к уменьшению веса космического аппарата, и, следова-
тельно, к экономии энергомассовых ресурсов и финансовых
затрат. Кроме того, применение ИИО позволяет обеспечить
высокие точности ориентации и стабилизации КА, высокую
надежность и длительный ресурс СОС, сохранить чистоту
окружающего космический аппарат пространства, что важно
для работы оптических средств КА, проведения научных экс-
периментов, а также с экологической точки зрения.
Отличия в принципе действия СГ и ЭДМ состоят в следу-
ющем. Необходимое при управлении ориентацией создание
вращающего момента при применении ИИО происходит за
счет изменения кинетического момента ИИО, приводящее к
изменению кинетического момента аппарата. При этом изме-
нение кинетического момента комплекса силовых гироско-
пов происходит за счет изменения направления векторов ки-
нетических моментов гироскопов путем их поворота в рамках
подвеса (скорости вращения роторов гироскопов остаются
постоянными), а управляющих двигателей-маховиков - за
счет изменения величины кинетического момента каждого из
маховиков (изменения величины скорости вращения роторов
маховиков относительно корпуса КА).
Указанные принципиальные отличия СГ и ЭДМ приводят к
тому, что области применения тех и других различны. В част-
ности, если для управления ориентацией космического аппара-
та требуется реализовать большой кинетический момент ИИО
и большие управляющие моменты (например, при разгоне и
торможении КА во время маневров переориентации), то управ-
ление на СГ по энергозатратам значительно выгоднее управле-
ния на ЭДМ. По этим причинам СГ гироскопы применяются в
основном на крупногабаритных и высокодинамичных КА (там,
где требуемые области вариации кинетического момента инер-
ционных исполнительных органов и управляющего момента
велики), а ЭДМ - на небольших и маломаневренных КА.
Служебные оптические приборы космических
аппаратов
Автоматические оптические датчики космических аппаратов
Под оптическими датчиками здесь понимаются оптико-
электронные приборы и системы, обеспечивающие бортовой
комплекс управления внешней информацией об угловом по-
ложении (движении) системы координат КА в пространстве.
В частных случаях ОД обеспечивают также, кроме угловых
координат, измерение высоты полета (лазерные высотомеры)
скорости и дальности до цели при сближении КА. ОД конкури-
руют в обеспечении БКУ внешней информацией с датчиками
других диапазонов длин волн, в основном радиодиапазоном.
При определении координат Солнца, звезд, планет в оптиче-
ском диапазоне можно получить более высокие точности при
меньших габаритах и массах датчиков.
ОД принято подразделять в зависимости от типа задан-
ного ориентира на солнечные, звездные, планетные (постро-
ители местной вертикали), датчики сближения, высотомеры,
датчики измерения скорости. Иногда для увеличения точ-
ности и сокращения коммуникационных связей ОД опреде-
ления координат различных светил (солнечные и звездные,
планетные датчики) объединяют в единой конструкции с об-
щими электронными узлами.
Можно подразделить ОД на измерители угловых коорди-
нат в пределах поля зрения (зоны сканирования) и на нуль-
индикаторы, когда конечная информация обеспечивается
только в зоне, близкой к оптической оси (оси визирования
датчика). ОД делятся также на приборы с неподвижной в
системе координат КА осью визирования, сканирующие при-
боры, в которых ось визирования совершает постоянное дви-
жение в зоне сканирования, уставочные приборы, когда ось
визирования заранее устанавливается в заданное положение.
В целом ряде случаев осуществляется изменение движения
оси визирования в зависимости от режима работы ОД: поиск
ориентира, опознавание, слежение, наведение КА и т. д.
Сканирование может осуществляться оптико-механиче-
скими или электронными способами. Происходит постепен-
ное вытеснение ОД с механическим сканированием (с помо-
щью, например, зеркал) ОД с электронным сканированием, т.
н. статического типа.
Среди ОД БКУ преобладают приборы видимого (0,4-0,8)
или инфракрасного диапазона электромагнитного спектра
(16-20 мкм). Первые - это, как правило, ОД для определе-
ния координат Солнца и звезд по их высокотемпературному
излучению (тысячи градусов), вторые - приборы для опре-
деления координат планет по собственному низкотемпера-
турному излучению (~ минус 20°С). «Солнечнослепые» дат-
чики звезд с использованием ультрафиолетового излучения
распространения не получили из-за необходимости исполь-
зования вакуумных технологий при наземных испытаниях и
калибровках.
Классификация бортовой служебной оптической аппара-
туры может быть проведена по следующим признакам:
1.	По используемым ориентирам: солнечные, звездные,
планетные, аппаратура для сближения КА.
2.	По объему получаемой информации: нуль-индикаторы,
измерительные приборы.
3.	По величине поля обзора: широкоугольные, узкоуголь-
ные.
4.	По характеру выдаваемой информации: аналоговые,
цифровые.
5.	По принципу построения анализатора поля зрения: ме-
ханические, электронные.
6.	По типу использованного фотоприемника: фотодиод,
фотосопротивление, болометр, фотоумножитель, ПЗС и т. д.
7.	По принципу построения схем фотоприемников: оди-
ночные, дифференциальные, матричные и т. д.
8.	По используемому диапазону длин волн электромаг-
нитного спектра: УФ, видимый, ближний ИК, дальний ИК.
9.	По измеряемому параметру: угловые величины, даль-
ность, скорость.
10.	По используемому принципу измерения дальности:
угломерные, фазовые, импульсно-временные.
120
Глава 2
Табл. 7
Характерные требования к приборам для определения координат планет
Назначение	Погрешность	Допустимые угловые скорости	Период обновления информации
Ориентация при маневрировании	10-30'	1-3 град./с	0,1-1 с
Ориентация при наведении антенны	1-3'	1-3 град./с	1 с
Навигационные измерения	1-10”	1-3 градУс	1 с
Измерительный планетный ОД с механическим
сканированием для высот 180-40000 км
11.	По погрешности изменений: грубые (погрешность по-
рядка Г), средней точности (порядка 1’), высокой точности
(порядка 10”) особо точные (1” и менее).
12.	По количеству измеряемых координат: однокоорди-
натные, двухкоординатные, трехкоординатные.
13.	Для приборов определения координат планет часто
вводится их классификация по допустимому при измерениях
расстоянию до планеты, по высоте орбиты (низкоорбиталь-
ные приборы, приборы геостационара и т. д.).
Построители местной вертикали
Принцип действия построителей местной вертикали (дат-
чиков горизонта) основан на использовании собственного
(теплового) излучения Земли или отраженного ею солнечно-
го света. При пересечении угловым полем зрения прибора го-
ризонта Земли и «погружении» его в Землю поток лучистой
энергии на приемнике излучения и, соответственно, сигнал
на выходе приемника излучения резко возрастают по срав-
нению с их значениями при сканировании полем зрения при-
бора космического пространства.
Обычно используется один из двух спектральных
диапазонов инфракрасного излучения Земли: широкий
(6-20 мкм) или узкий (14-16 мкм). Второй диапазон пред-
почтительнее, особенно для низкоорбитальных датчиков,
поскольку стабильность инфракрасного излучения и атмос-
феры Земли в данном диапазоне существенно выше, чем
в первом, а методические погрешности ИКПМВ, соответ-
ственно, значительно меньше.
По способам регистрации излучения с целью опреде-
ления направления на центр Земли построители местной
вертикали подразделяются на приборы с круговым скани-
рованием горизонта, приборы с секущим сканированием
(плоским или коническим) и статические (радиационно-
балансные) приборы с неподвижными относительно кор-
пуса КА полями зрения приемников излучения. Выходные
сигналы построителей местной вертикали содержат инфор-
мацию, по которой можно определить вектор «КА - центр
Земли» в связанной с космическим аппаратом системе ко-
ординат.
Для ориентации на Землю антенн и проведения навигаци-
онных измерений иногда используются планетные приборы,
работающие в видимом диапазоне спектра. В этом случае до-
стигаются точности определения направления на центр Зем-
ли с погрешностями порядка V и менее.
Для орбитальной ориентации КА по «курсу» могут быть
использованы оптические датчики корреляционного типа или
датчики ориентации по опознанным ориентирам. Для навига-
ционных измерений используются сочетания звездных прибо-
ров с датчиками горизонта планеты или измерителем коорди-
нат опознанного ориентира.
Звездные датчики
С помощью звездных датчиков осуществляется высоко-
точное определение угловых положений звезд относительно
связанной с КА системы координат. С этой целью в рассма-
триваемых приборах используются координатные приемники
излучения: диссекторы, ПЗС-матрицы и т. п. Задача опреде-
ления угловых положений звезд сводится при этом к изме-
рению координат энергетических центров их изображений на
плоскости матричного приемника излучения, которая обычно
совпадает с фокальной плоскостью оптической системы при-
бора.
Поля зрения звездных датчиков могут быть как непод-
вижными, так и подвижными относительно корпуса КА. В
последнем случае оптическая головка звездного датчика
устанавливается в двухстепенной карданов подвес, снабжен-
ный датчиками угла поворота и управляющими приводами,
которые служат для наведения поля зрения на конкретные
звезды и слежения за ними. При этом для определения угло-
вых положений звезд, помимо координат их изображений на
плоскости приемника излучения, используются сигналы дат-
чиков угла поворота карданова подвеса.
Преимуществами звездных датчиков с неподвижными
полями зрения являются более высокая точность измерений,
меньшие вес, габариты и энергопотребление. К достоинствам
датчиков с подвижными полями зрения можно отнести боль-
шие поля обзора (что позволяет осуществлять визирование
121
ПАО «РКК «Энергия»
Табл. 8
Характерные требования к приборам для определения координат звезд (звезды)
Назначение	Погрешность	Допустимые угловые скорости	Период обновления информации
Ориентация при маневрировании	1-10'	0,1-3 град./с	0,1-1 с
Ориентация при наведении антенны	1-30"	0,1-1 град./с	0,1-1 с
Навигационные измерения	0,01-1”	~0,1'	0,1-1 с
ПТ-1
Статический узкоугольный прибор средней точности (~1 )
нуль-индикаторного типа с диссектором
в качестве приемника излучения для определения координат
яркой одиночной звезды
ярких навигационных звезд без специальных разворотов кор-
пуса КА), а также возможность проведения измерений при
сравнительно больших угловых скоростях аппарата и уровнях
световых помех.
Идентификация попавших в поле зрения широкоугольно-
го статического датчика звезд, как правило, осуществляется
по их относительному угловому положению. С этой целью
содержащаяся в бортовом звездном каталоге информация
об угловых расстояниях между звездами сравнивается с из-
меренными.
Типичным представителем статических ЗП может слу-
жить блок определения координат звезд, разработанный
ИКИ РАН. При поле зрения 8 °, диаметре входного зрачка
~25 мм, фокусном расстоянии объектива 60 мм, матрице
ПЗС 512 х 512 элементов прибор позволяет измерять коор-
динаты звезд до 7-8 m с погрешностью 10 ". За счет после-
дующей обработки БОКЗ позволяет определять координаты
базовых осей прибора на небесной сфере при произволь-
ной ориентации КА.
Единственной причиной, не позволяющей звездным при-
борам вытеснить приборы для определения координат Солн-
ца, планет, магнитометров и т. д., является недостаточная
БОКЗ. На рисунке показаны конструктивные элементы
статического широкоугольного прибора для
определения трехосной ориентации по группе звезд
разработки ИКИ РАН с приемником ПЗС
161 К. Уставочный звездный ОД с полем зрения 4° х 4° нуль-
индикаторного типа с диссектором в качестве приемника
излучения. Зона уставок (слежения) достигала по азимуту
±140°, по высоте - 3°-85° (1970-е гг.).
122
Глава 2
помехозащищенность приборов к световым помехам. Сдер-
живающим фактором является также большая сложность,
стоимость, масса ЗП по сравнению с другими типами датчи-
ков внешней информации.
Ожидается дальнейшее повышение точности, помехоза-
щищенности, радиационной стойкости звездных приборов
при улучшении габаритно-массовых характеристик за счет
изменения материалов, электронных компонент и комплекс-
ного использования информации о динамике КА.
Солнечные приборы
Группа солнечных приборов предназначена для определения
координат Солнца с последующим, в простейших случаях, на-
ведением заданной оси КА на Солнце, например, наведение на
Солнце или от Солнца оси двигателей установки при осуществле-
нии коррекции орбиты (первые полеты к Марсу и Венере) или вы-
даче тормозного импульса (первые полеты кораблей «Восток»).
В более сложном случае применялось наведение на Солнце для
последующего поиска второго ориентира вращением вокруг на-
правления на Солнце с целью построения трехосной ориентации
КА (полеты к Марсу, Венере, Луне и т. п.).
При наведении на Солнце с погрешностью 1-5° ис-
пользуются приборы фасеточного типа. В этом случае от-
дельный фотоприемник формирует сигнал наличия в его
угловом поле зрения Солнца, которое ограничивается не-
прозрачными экранами (шторками). Набор таких фасеток,
размещенных по КА, позволяет грубо определять коорди-
наты Солнца в пределах сферы.
Более точно наводятся на Солнце приборы с использо-
ванием фотоприемников, включенных по балансной схеме.
Сравнивая потоки излучения, попадающие на «левый» и
«правый», «верхний» и «нижний» фотоприемник, можно по-
лучить вектор направления на центр Солнца с погрешностью
в доли угловой минуты.
Для точного определения координат Солнца в зонах,
близких к 360° х 100° используются приборы с механиче-
ским сканированием пространства V-образной щелью или
статические приборы с использованием линеек или матриц
фотоприемников. Достижимая точность определения коор-
динат порядка 1 в пределах угловых полей зрения порядка
120° х 120° (1990-е гг.).
Можно прогнозировать следующее развитие ОД на
ближайшее десятилетие. Основными ОД БКУ будут по-
мехозащищенные звездные приборы с полями зрения
10° х 30° в зависимости от назначения КА, компоновки,
требуемой точности. Погрешность ОД будет находиться
в пределах десятка угловых секунд при чувствительно-
сти к перемещению звезд в доли (единицы) угловых се-
кунд. Допустимые угловые скорости при работе звездных
ОД будут достигать 10-20 град./с. Масса приборов будет
уменьшаться до 1 кг.
Солнечные ОД будут играть второстепенную роль для
построения начальной ориентации и как функциональный
резерв. Появятся модификации статических цифровых сол-
нечных датчиков с полем зрения, близким к полусфере при
погрешности измерений ~30", с массой менее 0,5 кг.
Табл. 9
Характерные требования к приборам ориентации на Солнце (для определения координат Солнца)
Назначение	Угловое поле зрения	Погрешность
Ориентация солнечных батарей	До полной сферы	1-5°
Постоянная одноосная ориентация	-10°	1-5°
Коррекция БИНС	180°х50°	Г
Наведение научной аппаратуры	1°	менее 1"
135К1. Троированный ОД нуль-индикаторного типа
с релейной характеристикой для наведения оси КА
на Солнце. 1960-е гг.
251К2. ОД измерительного типа с механическим
сканированием в зоне 360° х 104°. 1970-е гг.
123
ПАО «РКК «Энергия»
Дублированный статический ОД, обеспечивающий измере-
ние координат Солнца в зоне 90° х 46°
погрешностью Г. 1990-е гг.
25 К. Звездно-солнечный прибор с предварительными
уставками, использовавшийся для наведения
продольной оси КА «Марс», «Венера» в произвольную точку
пространства. Погрешность - Г.
«Рабочие» звезды - Сириус, Канопус, Вега. 1960-е гг.
Планетные приборы будут использоваться в качестве функ-
ционального резерва или навигационных приборов при дальних
полетах, а также в качестве основных ОД на КА с большим уров-
нем световых помех. В зависимости от высоты полета погреш-
ность измерения координат центра планеты будет изменяться от
десятой (низкие высоты) до сотой долей градусов для орбиты
геостационара. Масса прибора сократится до 0,8-1,0 кг.
Автоматические оптические приборы сближения косми-
ческих аппаратов
Для осуществления сближения активного космическо-
го аппарата с другим космическим аппаратом необходимо,
прежде всего, определение координат пассивного аппарата
и определение (вычисление) угловой скорости линии визи-
рования с активного аппарата на пассивный. Оптические при-
боры могут определять необходимые параметры в пределах
прямой видимости на дальностях в тысячи километров на
фоне космоса при достаточном блеске пассивного аппарата
или достаточной мощности его теплового излучения без ис-
пользования каких-либо излучателей на активном или пассив-
ном аппарате. Например, для существующих датчиков звезд
возможно обнаружение и измерение угловых параметров
сближения пассивного аппарата на фоне звездного неба с по-
грешностями в единицы секунд при блеске аппарата, эквива-
лентном 7-8-звездной величине.
При расстояниях между КА в десятки километров необхо-
димо определять, кроме угловых координат и угловых скоро-
стей относительного движения, дальность между аппаратами
и относительную скорость. Задача решается с помощью им-
пульсных или фазовых лазерных локаторов.
С расстояния в десятки (сотни) метров для дальнейшего
сближения (стыковки) аппаратов необходимо знание взаим-
ной ориентации систем координат космических аппаратов.
При наличии на пассивном аппарате объемных реперов в виде
пассивных элементов - реперов-отражателей, или активных
излучателей - может быть создано искусственное созвездие,
позволяющее определить трехмерную взаимную ориентацию
аппаратов, дальность и производные параметров.
В более общем случае вместо реперных устройств может
быть использован внешний облик пассивного аппарата и не-
обходимые для сближения параметры определяются за счет
сравнения наблюдаемой картины с данными, заложенными в
память системы управления активного аппарата.
Один из вариантов требований к измерительным харак-
теристикам оптических приборов сближения приведен ниже.
Угловое поле зрения - 30°.
Дальность обнаружения и слежения напассивным аппа-
ратом-10 км.
Погрешность измерения дальности - порядка 1 % от те-
кущей дальности.
Погрешность измерения координат пассивного аппара-
та - ±5 ‘.
Погрешность определения рассогласования систем коор-
динат активного и пассивного аппарата на конечном участ-
ке сближения (менее 25 м) - ±15 *, включая угол взаимного
крена.
Погрешность определения скорости сближения - до 1 %
от текущего значения скорости.
Погрешность определения угловых скоростей - не более
0,01 градУс.
Основной недостаток оптических приборов для сближения -
ограничения по поиску пассивного аппарата из-за световых по-
мех, связанных с излучением Солнца.
Визуальные приборы
Классификация визуальных приборов в значительной
степени повторяет классификацию автоматических при-
боров. На КА устанавливались приборы для наведения на
Солнце, для наведения на планеты и звезды, на космические
аппараты, для проведения навигационных измерений, наве-
дения научной аппаратуры. Использовались для наведения
на Солнце теневые приборы типа солнечных часов (палочка
Раушенбаха), рассматривались волоконно-оптические при-
боры, широкоугольные визиры и т. д.
124
Глава 2
Табл. 10
Характерные требования к визуальным приборам
Назначение	Погрешность	Увеличение
Наведение на Солнце	5°	менее 1
Орбитальная ориентация	0,5-1,5°	менее 0,1-1
Контроль сближения	0,5-1°	0,5-1х
Навигационные измерения	5-30”	10-30х
Наведение научной аппаратуры	10”-1'	1-10х
Для орбитальных полетов применяются как широко-
угольные визиры с угловым полем зрения более 180°, так
и приборы с обеспечением одновременного наблюдения
границ планета-космос (4-8 зон наблюдения) и подспут-
никовой зоны для определения «курсовой» ориентации по
направлению «бега» местных предметов.
Для опознавания звезд и наведения на заданные участки
звездного неба используются широкоугольные (40-80 °) ви-
зиры коллимационного и перископического типа. Для более
точного наведения и осуществления навигационных измере-
ний используются приборы с увеличением 10-30х, что позво-
ляет проводить измерения, например, углов звезда-горизонт
планеты с погрешностью менее 10 ”.
В приборах для визуального отображения информации
используется иногда промежуточное преобразование оптиче-
ского изображения в электронный сигнал (последовательное
преобразование в телевизионных системах, параллельное
преобразование в электронно-оптических преобразовате-
лях), а также преобразование инфракрасного изображения в
видимое (тепловизоры). Визир перископического типа кора-
бля «Союз» обеспечивает как наблюдение планеты при по-
строении орбитальной ориентации, так и наведение на Солн-
це и контроль сближения корабля со станцией.
В пилотируемых полетах используются полуавтоматиче-
ские приборы, в которых режим наведения осуществляется
по прямому или телевизионному изображению, а измерение
дальности исполняется лазерным импульсным или фазовым
дальномером. Измеряемая дальность - до 20 км, погреш-
ность измерения - ±5 м.
В связи с быстрым развитием телевизионных систем сле-
дует ожидать постепенное вытеснение оптических приборов
телевизионными. Однако простота, высокая надежность, по-
мехозащищенность, постоянная готовность к работе, дина-
мический диапазон, психологическая наглядность прямых
наблюдений в ответственных и, тем более, стрессовых си-
туациях потребует обязательного наличия иллюминаторов и
визуальных оптических приборов на перспективных пилоти-
руемых космических кораблях и станциях.
Ручки управления движением
Ручки управления пилотируемого космического корабля служат
для формирования управляющих сигналов по линейным и угловым
перемещениям корабля в ручном контуре управления. Формировате-
ли сигналов потенциометрического и релейного управления движе-
нием по шести степеням свободы сведены в две ручки управления.
Ручка управления движением формирует три сигнала
для обеспечения плоскопараллельного движения корабля по
трем осям координат. Ручка управления ориентацией фор-
мирует три сигнала для обеспечения ориентации корабля по
тангажу, рысканию и крену. РУО устанавливается на кресле
командира корабля под правую руку, а РУД - под левую.
Конструктивное исполнение ручек в основном идентично.
Устройство выполнено в цилиндрическом корпусе 1, имеющем
силовой кронштейн 2 для крепления к креслу. По оси корпуса
в канале колодки 5 устанавливается рукоятка 6, закрепленная в
кардановом шарнире 11. Со стороны ручки корпус защищен гоф-
рированным протектором 7.
Кардановый шарнир обеспечивает вращение рукоятки в
двух перпендикулярных направлениях на угол ±32°. Перпенди-
кулярные оси кардана кулисно-рамочными соединениями 10
обеспечивают синхронное вращение внешних осей 12, являю-
щихся кинематическим продолжением осей кардана. На кон-
цах кардановых осей установлены кулачки 14, взаимодейству-
ющие с контактными устройствами 13. Контактные устройства
обеспечивают дублированный сигнал о достижении предель-
ных углов поворота рукоятки. Кроме того, устройство оборудо-
вано механическими упорами предельного поворота.
На осях кардана также установлены рычажно-пружинные
механизмы 3. Механизмы двухстороннего действия обеспе-
чивают сопротивление вращению рукоятки с возрастающим
моментом от 0,2 до 1,2 Нм, обеспечивающим тактильность
восприятия рукой космонавта процесса активного управления,
направления движения рукоятки и качественной оценки угла
поворота. Начальное двухстороннее поджатие обеспечивает
возвращение рукоятки в нейтральное положение при ее отпу-
скании рукой. Также обеспечивается устойчивость к ложному
срабатыванию, т. е. несанкционированному отклонению руко-
ятки при внешних динамических воздействиях.
Для повышения устойчивости к ложному срабатыванию в
конструкции механизма используется шариковый замок ней-
трального положения, обеспечивающий пороговый режим
срабатывания 0,3 Нм на рукоятке. Кроме того, шариковый за-
мок обеспечивает пиковое повышение момента сопротивления
на рукоятке величиной 0,1 Нм над текущим номиналом при
угле поворота на угол ±18°. Пиковое повышение момента со-
противления воспринимается пальцами космонавта и служит
сигналом о приближении к предельным углам поворота.
125
ПАО «РКК «Энергия»
Конструкция ручек управления движением
Внешние оси карданов через секторное зубчатое зацепле-
ние 15 передают поворот рукоятки на дублированные потенци-
ометры 16. обеспечивающие измерение угла отклонения ручки
и выдачу управляющего тока в систему управления движением
и навигацией корабля соответственно по тангажу и рысканию.
При длительном удержании рукоятки в рабочем положении
предусмотрена ее принудительная фиксация. С этой целью на
головке рукоятки установлен двухпозиционный фиксатор 9 с
двумя длинноходными кнопками расфиксированного и зафик-
сированного положения. Профилированный паз фиксатора
осуществляет осевое перемещение по стержню рукоятки, под-
жатой пружиной 8 корпуса колодки 5. При обжатии фиксато-
ром ролика колодки пружиной 8 обеспечивается прилегание
сферической части колодки к неподвижному кольцу 4, изго-
товленному из фрикционного материала. Силы трения, возни-
кающие при их контакте, обеспечивают удержание рукоятки в
заданном положении. Расфиксация выполняется нажатием на
вторую кнопку фиксатора.
Управление по крену осуществляется поворотом го-
ловки рукоятки относительно ее продольной оси на угол
±62°. Вращение передается через кардан на двухсторон-
ний пружинный механизм 17, контактное устройство 18,
на секторную зубчатую передачу 20 и дублированный по-
тенциометр 19.
При вращении рукоятки вращается только внутренний
кардан, а кулисно-рамочное соединение не передает враще-
ние на внешние оси, задействованные в управлении по ка-
налам тангажа и рыскания. Направление вращения рукоятки
соответствует направлению движения корабля по крену. Мо-
мент вращения на рукоятке изменяется от 0,1 до 0,6 Нм. В
устройстве также предусмотрены шариковые замки пикового
нагружения и механические упоры.
Ручка РУД конструктивно аналогична ручке РУО.
Отклонение ее рукоятки вверх/вниз и вправо/влево форми-
рует сигналы для обеспечения движения корабля по осям «±У» и
«±Z» соответственно. Для выдачи сигналов на движение корабля
по оси «±Х» - разгон и торможение на кронштейне корпуса -
установлен трехпозиционный переключатель со средним ней-
тральным положением. Включение переключателя в переднее
и заднее положение формирует сигнал на разгон и торможение
соответственно. Вращение рукоятки не используется.
Ручки управления РУД и РУО также используются на МКС для
выполнения сближения кораблей «Прогресс» со станцией в теле-
операторном режиме управления кораблем.
126
ГЛАВА 3
О.Ъ.Ананьев АЛ.Ъемъсшса,
Э.'Ш.'Рад'юиса
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
Аналогово-цифровая система управления ТКС.
Создание адаптивной цифровой системы
управления для тяжелых активных
кораблей-модулей
История создания
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров №437-160
от 16 июня 1970 г. филиалу № 1 ЦКБМ (в то время так назы-
валось КБ «Салют») было поручено создание пилотируемого
космического аппарата для доставки грузов и космонавтов на
орбитальную космическую станцию «Алмаз».
Транспортный корабль снабжения состоял из функ-
ционально-грузового блока и возвращаемого аппарата
разработки ЦКБМ. Задачей филиала № 1 было создание
функционально-грузового блока как полнофункцио-
нального пилотируемого космического аппарата для вы-
полнения в составе транспортного корабля снабжения
орбитального полета, стыковки и совместного полета
с орбитальной станцией «Алмаз» (без управления связ-
кой), расстыковки и увода ТКС от орбитальной станции,
а также подготовки условий для последующего отделения
возвращаемого аппарата в конце полета ТКС.
Для решения этой задачи была сформирована тради-
ционная для филиала № 1 кооперация конструкторских
бюро, участвовавших в предшествующих совместных
разработках. Разработку системы управления движением
ТКС на орбитальном участке полета поручили КБ электро-
приборостроения, руководимому главным конструктором
В.Г.Сергеевым (ныне НПП «Хартрон»). В то время КБЭ уже
имело опыт создания систем управления движением ра-
кет, но так же, как и для филиала № 1, создание СУ кос-
мических аппаратов для него было новым и интересным
делом.
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
127
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
В 1970-х гг. только начинался процесс применения
цифровых вычислительных машин в системах управления
ракет. В КБЭ происходил чрезвычайно сложный, практи-
чески революционный процесс перехода от аналоговых
к цифровым бортовым вычислительным машинам в си-
стемах управления ракет, которые обладали следующими
преимуществами:
-	возможностью выполнения параллельной разработ-
ки приборов СУ, в т. ч. вычислительных машин, и разра-
ботки алгоритмов управления движением, что значитель-
но сокращало продолжительность создания и наземной
отработки СУ в целом;
-	возможность реализовать сложные логические
функции СУ в виде программ, а не в виде сложных логи-
ческих приборов, что уменьшало массу СУ;
-	возможность значительно повысить точность вы-
числений при расчете характеристик движения, что уве-
личивало точность управления движением космического
аппарата;
-	возможность существенных доработок алгоритмов
управления только за счет изменения программ бортовой
цифровой вычислительно машины без доработки прибо-
ров СУ, что делало цифровые СУ значительно более удоб-
ными при эксплуатации в составе изделия.
На основании имеющегося практического опыта соз-
дания цифровых СУ для ракет КБЭ предложило страте-
гическое направление на создание цифровой системы
управления для ТКС.
В филиале № 1 ЦКБМ как головной организации, ответ-
ственной за создание ФГБ в целом, шло активное обсуждение
предложенного КБЭ направления на создание цифровой СУ.
Окончательное решение по структуре СУ ФГБ было приня-
то лично В.Н.Челомеем. Генеральный конструктор собрал
представительное совещание ведущих специалистов ЦКБМ
(Реутов), ответственного за создание орбитальной пилотиру-
емой станции и возвращаемого аппарата, а также специали-
стов филиала № 1 ЦКБМ (Фили), ответственных за создание
ТКС в целом. Совещание продолжалось почти до полуночи.
В.Н.Челомей внимательно выслушал мнение каждого участ-
ника совещания. Когда большинство присутствующих (КБЭ и
филиал № 1 - единогласно) высказались за создание циф-
ровой СУ для ФГБ, Генеральный конструктор вынес вердикт:
в связи с недостаточным опытом разработки и эксплуатации
цифровых СУ создать комбинированную - аналогово-цифро-
вую - СУ, возложив на аналоговую ее часть задач - дублиро-
вание наиболее ответственных функций системы управления:
-	обеспечение довыведения ТКС его средствами на
заданную орбиту при отказе PH «Протон» на последнем
участке ее полета;
-	построение и поддержание орбитальной и солнечной
систем ориентации с возможностью обеспечения «закрут-
ки» ТКС вокруг оси Z при ориентации ее на Солнце;
-	обеспечение необходимого положения и угловых
скоростей ТКС перед отделением ВА для спуска его на
Землю.
Принимая такое решение, Генеральный конструктор
В.Н.Челомей понимал, что создание комбинированной
аналогово-цифровой СУ увеличивает массу СУ и требуе-
мое на ее создание время. Но он понимал и то, что масса,
сроки и стоимость - это не самоцель, а только резуль-
тат решения главной задачи - получения высоких тех-
нических характеристик ТКС по точности и надежности.
Как показал весь дальнейший процесс создания и экс-
плуатации ТКС, это было принципиальное дальновидное
решение, которое позволило не только решить основную
задачу - обеспечить качество и надежность функциони-
рования ТКС, - но и заложить перспективную основу для
всех дальнейших разработок филиала № 1 за счет моди-
фикаций ТКС.
Задачи контуров управления СУ
Принятое решение КБЭ реализовало в виде двух само-
стоятельных контуров управления - аналогового и цифро-
вого - следующим образом:
1. На активном участке полета ТКС в состав PH «Про-
тон» были включены оба контура, причем функцию до-
выведения должен был выполнять цифровой контур СУ,
а в случае его отказа во время выведения эту функцию
дублировал аналоговый контур системы управления.
2. На участке орбитального полета ТКС аналоговый и
цифровой контуры СУ независимо друг от друга по ко-
мандам из наземного комплекса управления могли реа-
лизовывать:
-	ориентацию оси Z ТКС (перпендикулярную плоскости
солнечных батарей) на Солнце при стабилизации в про-
странстве положения двух других осей;
-	солнечную ориентацию, обеспечивающую наилуч-
шие условия для восстановления и поддержания энерго-
баланса на борту;
-	вращение ТКС с постоянной скоростью вокруг оси Z
после выключения системы управления ФГБ (режим за-
крутки), обеспечивающее наилучшие условия для вос-
становления и поддержания энергобаланса на борту при
неуправляемом полете ТКС;
-	ориентацию связанных осей ТКС в орбитальной под-
вижной системе координат, обеспечивающую энергоба-
ланс, условия для коррекции орбиты ТКС и условия для
отделения возвращаемого аппарата.
Задачу стыковки ТКС с орбитальной пилотируемой
станцией «Алмаз» выполнял только цифровой контур,
т. к. реализовать эту задачу средствами аналогового кон-
тура было невозможно. Задачу расстыковки и увода ТКС
от орбитальной пилотируемой станции можно было ре-
шать как аналоговым, так и цифровым контурами СУ.
Описанное распределение функций между аналого-
вым и цифровым контурами СУ, с учетом того, что каж-
дый из этих контуров имел устойчивость к одному отказу,
позволило обеспечить устойчивость к трем функциональ-
но однотипным отказам в вычислителях СУ при выполне-
нии основных задач орбитального полета ТКС.
Система управления орбитальным полетом ТКС - уни-
кальный образец функционально-схемного резервиро-
вания, когда резервирование обеспечивалось не только
на уровне схем, но и вычислителями, построенными на
разных физических принципах работы - аналоговом и
128
Глава 3
цифровом. Это дополнительно увеличивало надежность
выполнения задачи из-за разной физики работы вычис-
лителей.
Единственная, реализуемая только средствами «циф-
рового» контура СУ, задача стыковки с ОПС также была
зарезервирована для пилотируемого варианта полета.
Помимо автоматической стыковки ТКС с орбитальной пи-
лотируемой станцией средствами СУ была предусмотрена
также система полуавтоматической и ручной стыковки.
Программное обеспечение
Процесс создания аналогового контура СУ был труд-
ный, но проводился по уже отработанной технологии, что
нельзя было сказать о цифровом контуре. В процессе раз-
работки цифрового контура фактически создавалась и от-
рабатывалась технология его создания. Этот процесс вы-
явил ряд изначально невидимых проблем. Оказалось, что
время создания и отработки больших пакетов программ
практически в геометрической прогрессии зависит от объ-
ема этого пакета, т. к. каждое локальное изменение в од-
ной из программ требовало повторения отработки всего
пакета. Только такая технология отработки программного
обеспечения позволила свести к минимуму риск появле-
ния «неопознанных связей» между программами через
общие массивы памяти, используемые ими. Качество от-
работки потребовало увеличения цикла создания пакета
программ для цифрового контура СУ, который по дли-
тельности оказался больше, чем цикл разработки и отра-
ботки отдельных приборов. Другими словами, примене-
ние бортовых цифровых вычислительных машин, с одной
стороны, позволило значительно упростить приборы и,
как следствие, уменьшить время их создания, но, с другой
стороны, потребовало достаточно длительного времени
для разработки и отработки программного обеспечения,
которое превышало время создания самих приборов.
Даже по самым оптимистическим прогнозам, срок соз-
дания первого пригодного для полета варианта ПО далеко
выходил за директивные сроки поставки СУ для сборки
первого ТКС (изделие 11Ф72 № 16101) и, как следствие,
ставил под угрозу срыва директивные сроки готовности
первого ТКС к ЛКИ. Для выполнения директивных сроков
требовались новые технологии, отличные от традицион-
ных. В КБЭ было решено делать постоянное запоминаю-
щее устройство, в котором хранился пакет программ для
бортовой цифровой вычислительной машины в виде от-
дельных приборов, которые можно было заменять на лю-
бом этапе подготовки СУ в составе ФГБ. Это позволяло на-
чинать сборку ФГБ до завершения отработки ПО системы
управления. Такое решение несколько разряжало ситуа-
цию, но не решало проблему. Учитывая, что для проверки
работоспособности аппаратуры СУ после ее установки на
ФГБ была необходима только часть «полетного» ПО, в ос-
новном выполняющая обмен информацией между БЦВМ
и приборами СУ, было принято второе принципиальное
решение - создать специальное «проверочное» (техно-
логическое) ПО. Этот вариант позволял проводить сборку
первого ФГБ для ТКС № 16101, его заводские проверки,
отправку на космодром, автономную подготовку ФГБ на
технической позиции, его стыковку с ВА и проверки ТКС
в сборе параллельно с отработкой «полетного» варианта
ПО на стендах в КБЭ. Замену ПЗУ с «проверочным» (тех-
нологическим) ПО на ПЗУ с «полетным» ПО можно было
осуществить перед стыковкой ТКС с PH «Протон». Эти
решения позволили максимально увеличить допустимое
время отработки «полетного» варианта ПО и вселяли на-
дежду на выполнение директивных сроков готовности ТКС
№ 16101 к ЛКИ. В дальнейшем эти решения, реализация
которых проводилась под руководством заместителя
главного конструктора КБЭ А.С.Гончара, стали штатной
технологией при создании всех последующих КА с циф-
ровыми СУ, разработанными в КБ «Салют» на базе ТКС.
Принятые решения по созданию аналогово-цифровой
СУ заключались не только в достижении высоких техниче-
ских характеристик ТКС, но и в том, что в случае неполной
готовности цифрового контура СУ директивные сроки го-
товности ТКС № 16101 к ЛКИ были бы выполнены за счет
использования средств аналогового контура, который
к тому времени был уже готов.
Гироскопия
Наряду с революцией в вычислительных средствах и
благодаря появлению бортовых цифровых вычислитель-
ных машин, проходила революция и в гироскопических
измерительных приборах системы управления космиче-
ского аппарата. Большие вычислительные возможности
БЦВМ позволяли осуществить переход в системах управ-
ления КА от гиростабилизированных платформ - основы
всех систем управления ракет к бесплатформенным си-
стемам. Этот переход был начат в комбинированной ана-
логово-цифровой системе управления ТКС.
Потребность в бесплатформенных СУ для КА была об-
условлена существенными ограничениями гироплатформ
по величинам измеряемых углов. Одной из основных за-
дач системы управления движением КА была и есть зада-
ча обеспечения ориентации и переориентации связанных
осей КА в любую точку пространства. Решить эту задачу
при использовании гироплатформ было практически не-
возможно. Переход от платформенных к бесплатфор-
менным системам управления КА, как и переход от ана-
логовых к цифровым, осуществлялся в недрах системы
управления ТКС эволюционно, без разрушения, а только
за счет дополнения имевшихся технических заделов.
Основой СУ ФГБ изначально была выбрана трехосная
гиростабилизированная платформа. На первом, запущен-
ном 17 июля 1977 г., ТКС № 16101 («Космос-929») ТГС
была единственным гироскопическим прибором, обеспе-
чивающим измерение углов отклонения связанных осей
ТКС в инерциальной системе координат. На втором, запу-
щенном 25 апреля 1981 г., ТКС № 16301 («Космос-1267»),
наряду с ТГС, были установлены одноосные гиростабили-
заторы как экспериментальное оборудование для работы
в тестовом режиме. По измерениям ОГС в БЦВМ рассчи-
тывались величины углов отклонения связанных осей ТКС
в инерциальной системе координат. Результаты расчетов
129
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
передавались в телеметрию и контролировались при на-
земной обработке. На последующих ТКС контур управле-
ния на основе ОГС применялся как равноправный с конту-
ром управления на основе ТГС.
Стыковка ТКС с орбитальной пилотируемой
станцией
Наиболее сложной задачей СУ ТКС была автоматиче-
ская стыковка с орбитальной пилотируемой станцией. Для
выполнения этой задачи в качестве измерительной систе-
мы относительного движения ТКС и ОПС была применена
радиотехническая система сближения и стыковки «Игла»
разработки московского НИИ ТП (главный конструктор
А.С.Мнацаканян). Напряженный труд всех предприятий
(КБ «Салют», НПО ЭП и НИИ ТП) увенчался успехом: все
стыковки ТКС с ДОС «Салют», тяжелых модульных кора-
блей ТКМ с пилотируемой станцией «Мир» и стыковка
связки ФГБ - NODE-1 к служебному модулю «Звезда»
были успешно выполнены с первого раза.
Перспективность стратегического направления на со-
вершенствование цифровой системы управления прояви-
лась на практике уже при создании СУ для запуска второ-
го ТКС № 16301 («Космос-1267»).
Распределение функций между ОПС и ТКС по теме
«Алмаз», в соответствии с ТЗ, было таково, что после
стыковки ТКС с ОПС управление движением получившей-
ся «связки» должна была выполнять система управления
ОПС. В связи с этим первоначально на СУ ТКС функция
управления «связкой» не возлагалась. Однако, учитывая,
что к моменту готовности к ЛКИ второго ТКС орбиталь-
ная пилотируемая станция «Алмаз» не была изготовлена,
а работы по созданию РКК «Алмаз» вообще были прекра-
щены, в КБ «Салют» было принято решение о проработке
возможности стыковки ТКС с долговременной орбиталь-
ной станцией «Салют-6», которая к тому времени уже на-
ходилась на орбите и, в отличие от ОПС, не имела воз-
можности после пристыковки ТКС управлять движением
«связки».
Перед СУ ТКС № 16301 были поставлены задачи:
-	обеспечить стыковку с «Салют-6»;
-	управление в совместном полете образованной
«связкой» аппаратов.
Ввиду конструктивных отличий стыковочных агрегатов
ТКС и ДОС «Салют-6» (отсутствия на стыковочном агрега-
те ТКС фиксирующих замков для закрепления стыковоч-
ных фланцев агрегатов) изделия были стянуты только
усилием (около 1,5 т) пневматической штанги стыковоч-
ного агрегата ТКС. При управлении «связкой» действую-
щие на стык изделий нагрузки не должны были приводить
к его раскрытию (т. е. исключить взаимное перемещение
стыковочных фланцев изделий).
Для аналоговой системы управления появление новых
задач требовало доработки приборов и, как следствие,
полного повторного цикла наземной отработки, времени
на проведение которой было недостаточно. Для цифровой
СУ это вызвало только доработку программного обеспече-
ния и повторение этапов его отработки, а использование
отработанной на первом ТКС № 16101 технологии парал-
лельного проведения работ по подготовке ФГБ к запуску
и отработке ПО на стендах КБЭ практически не изменило
сроков готовности второго ТКС № 16301 к запуску. Все
поставленные новые задачи перед СУ второго ТКС «Кос-
мос-1267» были успешно реализованы.
Перспективность цифровой, бесплатформенной, си-
стемы управления подтвердилась и при создании третье-
го и последующих ТКС. Если задачей второго ТКС «Кос-
мос-1267» было только поддержание ориентации связки
в орбитальной системе координат, то для третьего ТКС
«Космос-1443» (изделие 11Ф72 № 16401) и четвертого
ТКС «Космос-1686» (изделие 11Ф72 № 16501) потребо-
валось ориентировать после стыковки с ДОС «Салют-7»
связки этих изделий в разные точки пространства и обе-
спечивать их развороты с заданной скоростью.
Для аналоговой, платформенной, системы управления
эта задача была уже невыполнима. Используя накоплен-
ный опыт работы с бесплатформенным контуром управ-
ления СУ и технологию параллельного проведения работ
по подготовке ФГБ к пуску и отработки ПО на стендах КБЭ,
задачи стыковки на этих изделиях были решены в задан-
ные сроки. Технология модернизации аналогово-цифро-
вой системы ТКС также была отработана.
Весь этот процесс успешного создания цифрового
контура СУ и технологии его наземной и летной отработки
был бы невозможен без существования аналогового кон-
тура управления. Во всех сложных ситуациях он безотказ-
но выручал. Этим контуром управления чаще пользова-
лись в Центре управления полетом ТКС, т. к. он был проще
в использовании, а по расходу рабочего тела не уступал
на начальных этапах разработки цифровому контуру СУ.
Следует отметить, что за 10 лет эксплуатации ТКС эле-
ментная база СУ, на которой она была создана, морально
устарела, да и частично была снята с производства. Вос-
производить аппаратуру, особенно, аналогового контура
СУ стало невозможно.
Полет 31 марта 1987 г. первого модульного корабля
«Квант» (ФГБ от изделия 11ф72 № 16601) к станции
«Мир» завершил славный этап создания и практической
эксплуатации СУ с аналогово-цифровым контуром, от-
крыв на основе полученного опыта путь к созданию и
применению полностью цифровой СУ в дальнейших раз-
работках.
Транспортные корабли модульные ОПК
«Мир»
Тот большой опыт создания и модернизации циф-
рового контура управления СУ ТКС, полученный при по-
летах транспортных кораблей снабжения «Космос-929»
(11ф72 № 16101), «Космос-1267» (11ф72 № 16301),
«Космос-1443» (11 ф72 № 16401), «Космос-1686» (11 ф72
№ 16501) и ТКМЭ «Квант» (ФГБ от 11 ф72 № 16601), опыт
успешных стыковок и управления связкой в совместном
полете с ДОС «Салют-6», «Салют-7», стал основой при
создании цифровой системы управления для серии новых
тяжелых активных транспортных кораблей модульных -
130
Глава 3
будущих специализированных модулей орбитального пи-
лотируемого многофункционального комплекса «Мир»:
«Квант-2», «Кристалл», «Спектр», «Природа».
ФГБ «Заря» российского сегмента МКС
Система управления ФГБ «Заря» - первого активного
тяжелого (энергетического) модуля российского сегмента
Международной космической станции - явилась верши-
ной модернизации с новыми функциональными возмож-
ностями, позволившими выполнить уникальные первич-
ные операции по программе строительства МКС:
-	автономный орбитальный полет (с 20 ноября 1998 г.)
в экономичном режиме с формированием орбиты пред-
стоящей встречи с космическим шаттлом «Индевор» (но-
мер полета STS-88), доставившего на орбиту стыковоч-
ный модуль NODE-1 («Юнити») для его стыковки с ФГБ
«Заря»;
-	выход ФГБ «Заря» 7 декабря 1998 г. в точку встречи
с космическим шаттлом «Индевор», обеспечение условий
для стыковки с американским стыковочным модулем NODE-1
(«Юнити») («Индевор» приблизился к ФГБ, захватил, перенес
своим манипулятором и пристыковал к нему модуль N0DE-1,
образовав первичную конфигурацию МКС);
-	обеспечение условий для стыковки с первичной МКС
29 мая 1999 г. шаттла «Дискавери» (STS-96) и 21 мая
2000 г. шаттла «Дискавери» (STS-101), совместный полет
с ними и расстыковки;
-	проведение 26 июля 2000 г. активным ФГБ «Заря»
в «связке» с модулем «Юнити» (общей массой около 33 т)
стыковки со служебным модулем «Звезда».
Стыковка является уникальной ввиду того, что для
управления «связкой» в составе с «Юнити» в ходе по-
лета была значительно изменена динамическая схема
изделия (т. к. центр масс «связки» значительно переме-
стился в сторону модуля «Юнити», потребовалась смена
управляющих связок двигателей ориентации), а также то,
что стыковка активного космического аппарата (в данном
случае это «связка» модуля ФГБ «Заря» и модуля «Юни-
ти») массой около 33 т никогда и нигде в мире не произ-
водилась. Эти обстоятельства подтверждают уникальные
качества и совершенство системы управления, прошед-
шей долгий и трудоемкий путь модернизации от системы
управления первого ТКС до многофункциональной систе-
мы управления тяжелого активного корабля-модуля ФГБ
«Заря» российского сегмента МКС. Система управления
разработки КБЭ (НПО «Хартрон») применялась на 10 тя-
желых активных транспортных кораблях-модулях разра-
ботки КБ «Салют», используемых в пилотируемых косми-
ческих программах «Алмаз», ДОС «Салют», ОПК «Мир»,
МКС, успешно выполнив все задачи, поставленные перед
ней в этих программах.
131
ГЛАВА 4
'В.К,.Старце£
Вклад АО «Российские космические системы»
в развитие отечественных ракетно-космических
систем управления и радиотехнических комплексов
Системы управления баллистических ракет
После 1952 г. основной тематикой НИИ-885 (ныне
«Российские космические системы») стала разработ-
ка автономных и радиотехнических систем управления
ракет, которые создавались под руководством выдаю-
щихся главных конструкторов С.П.Королева, М.К.Янгеля,
В.Н.Челомея. В то время не удавалось обеспечить точ-
ность управления ракет автономными (инерциальными)
средствами и реализация высокоточного управления
решалась путем совместного применения автономных и
радиотехнических СУ. Разработки автономных СУ в Ин-
ституте велись под руководством главного конструктора
Н.А.Пилюгина, а создание радиотехнических СУ - главно-
го конструктора М.С.Рязанского.
Первоначально при максимальном использовании опы-
та немецких специалистов Институтом в кратчайшие сроки
была воспроизведена СУ немецкой ракеты Фау-2, а затем на
этой основе разработана СУ отечественной ракеты Р-1 с при-
менением элементной базы и материалов отечественного из-
готовления.
При этом во многом пришлось идти непроторенным пу-
тем: потребовалось разрабатывать, изготавливать и заново
отлаживать большую часть приборов и агрегатов СУ. Радио-
техническая система для ракеты Р-1 была представлена си-
стемой боковой радиокоррекции БРК-1, работающей в ме-
тровом диапазоне радиоволн по принципу удержания ракеты
в равносигнальной зоне.
Ракета Р-1 имела более высокие летно-технические
характеристики по сравнению с Фау-2. Затем в Институ-
те, благодаря внедрению прогрессивных технических ре-
АО «Российские космические системы»
шений. были созданы качественно новые автономные и
радиотехнические системы управления ракет следующего
поколения.
Для ракет повышенной дальности в состав функций
автономной СУ были введены и поприборно реализованы
управление дальностью полета, стабилизация движения
центра масс ракеты, управление скоростными параметра-
ми с помощью системы регулирования кажущейся ско-
рости, система регулирования опорожнения баков. Была
разработана радиотехническая СУ дальностью метрового
диапазона волн и система боковой радиокоррекции 2-см
диапазона волн.
В ходе теоретических исследований и экспериментальных
работ были разработаны методы анализа и синтеза сложных
отказоустойчивых динамических систем, получившие широ-
кое распространение в дальнейшей практике проектирования
СУ. Получила развитие методология оценки функциониро-
вания СУ с использованием моделирующих установок, была
создана научная основа наземной экспериментальной отра-
ботки приборов, подсистем и СУ в целом.
Особыми достижениями коллектива НИИ-885 стали раз-
работки системы управления для ракет Р-5 и Р-7, которые вы-
вели отечественную ракетную технику на мировой уровень и
обеспечили опережающее ее развитие.
132
Глава 4
В 1956 г. создание ракеты Р-5 с комбинированной (ав-
тономной и радиотехнической) СУ было отмечено высокими
правительственными наградами: Институт был награжден
первым орденом Трудового Красного Знамени, главные кон-
структоры М.С.Рязанский и Н.А.Пилюгин удостоены высоко-
го звания Героев Социалистического Труда, большое число
работников Института получили ордена и медали.
Наиболее сложной, с большим числом регулируемых па-
раметров, оказалась СУ ракеты Р-7, знаменитой «Семерки»,
которая стала в дальнейшем базой для создания космиче-
ских PH «Спутник», «Восток», «Восход», «Луна», «Молния»,
«Союз» и др.
Для ракеты Р-7 с целью обеспечения точности по дальности
и боковому направлению была разработана радиосистема, рабо-
тающая в сантиметровом диапазоне волн в импульсном режиме.
Все траекторные измерения шести параметров движения ракеты
в системе осуществлялись на основе использования отработан-
ных принципов радиолокации и оригинальных способов опреде-
ления частотных характеристик составляющих спектра импульс-
ного излучения. Информация для передачи команд управления и
получения ответа об их исполнении производилась с использо-
ванием кодово-импульсной модуляции.
Автономная СУ производила управление ракетой на стар-
те и на всех стадиях активного участка полета: на траектории
движения первой ступени, при пакетном разделении ступе-
ней, при полете второй ступени и отделении головной части
ракеты. В состав автономной системы управления входили:
-	подсистема управления автоматикой движения;
-	автомат нормальной и боковой стабилизации центра масс;
-	подсистема регулирования кажущейся скорости;
-	подсистема опорожнения и синхронизации топливных
баков;
-	автомат управления дальностью.
Система радиоуправления осуществляла коррекцию дви-
жения ракеты в конце активного участка траектории по даль-
ности и в боковом направлении по результатам траекторных
измерений наземными средствами. Наземная аппаратура
располагалась на главном и зеркальном пунктах, разме-
щаемых на расстоянии 250 км от старта по обе стороны от
плоскости полета. Система включала в себя также бортовую
радиоаппаратуру, сопрягаемую с автономными приборами
управления.
Для управления ракетами (МБР) следующих поколений
типа Р-9, УР-100, Р-36 коллектив Института создал фазовые
системы радиоуправления с одним наземным командно-изме-
рительным пунктом, размещенным вблизи старта. Эти систе-
мы работали в сантиметровом диапазоне радиоволн, обладали
улучшенными характеристиками по помехозащищенности,
компактности, эксплуатационной пригодности, не накладыва-
ли никаких ограничений на проведение пуска ракет.
Траекторные измерения в фазовой системе - координаты и
скоростные составляющие траектории движения ракеты - про-
изводились по несущей частоте излучаемого сигнала, который
использовался и для передачи команд управления на борт ра-
кеты, и для приема информации об их исполнении. Фазовые
системы радиоуправления обеспечивали также выдачу опера-
тивного прогноза отклонений точки падения по измерениям
траекторных характеристик начала пассивного участка полета.
Создание радиотехнических систем управления МБР яви-
лось важным стимулом для развития в стране вычислитель-
ной, полупроводниковой техники, микроэлектроники и самой
радиотехники в области освоения новых диапазонов радио-
волн. Были исследованы и решены проблемы, связанные
с построением высокостабильных генераторов, созданием
высокочастотных усилителей большой мощности, построе-
нием фазоизмерительных систем высокой точности, изуче-
ны вопросы влияния струи ракетного двигателя, создания
наземных и бортовых антенн различного класса.
В конце 1960-х гг. в связи с достигнутыми к тому времени
успехами в области разработки автономных систем управления
дальнейшие работы над системами радиоуправления МБР в Ин-
ституте были прекращены. Полученные в ходе этих разработок
теоретические и экспериментальные результаты послужили
базой для создания радиоэлектронных средств космических
комплексов.
Радиокомплекс первого ИСЗ
Первый в мире искусственный спутник Земли весил
83,6 кг и представлял собой герметичный контейнер сфери-
ческой формы диаметром 580 мм. Внутри спутника размеща-
лась разработанная Институтом радиостанция Д-200 (так тог-
да называлась первая бортовая радиосистема космического
аппарата) в составе двух радиопередатчиков и коммутирую-
щего устройства.
Проработка радиостанции велась в Институте в течение
1956 года. Основные требования к ней были определены
в январе 1957 г. в совместном протоколе НИИ-885 и ОКБ-1,
в котором были зафиксированы предложенные НИИ-885 но-
миналы частот передатчиков и излучаемые ими мощности.
В верхней полуоболочке спутника были установлены раз-
работанные ОКБ-1 две антенны, состоящие из двух штырей
каждая (длина одной антенны - 2,4 м, другой - 3,9 м).
Размещение аппаратуры первого ИСЗ:
1 - корпус; 2 - антенны; 3 - передатчики
133
М) «Российские космические системы»
Передатчики первого ИСЗ
При разработке схемы и конструкции передатчиков в Ин-
ституте рассматривалось несколько вариантов. Наиболее
компактный и экономичный вариант, массой 3,5 кг (оба пере-
датчика), был разработан и передан в производство в марте-
апреле 1957 г. Отработочные испытания прибора Д-200 вклю-
чали в себя облеты на самолетах Ил-14 и Ту-16 наземных
радиопеленгационных станций, расположенных в различных
регионах Советского Союза.
Передатчики работали на частотах радиолюбительских
диапазонов 20 и 40 МГц, выходная мощность каждого -1 Вт.
Сигналы, излучаемые передатчиками спутника, имели вид те-
леграфных посылок длительностью 0,2-0,3 с, один из пере-
датчиков работал во время пауз другого.
Изменение частоты посылок и пауз между ними харак-
теризовало температуру и давление внутри контейнера спут-
ника. При приеме телеграфные сигналы на слух создавали
всем известные позывные первого ИСЗ «бип-бип», которые
принимались во всем мире.
Первый ИСЗ, благодаря радиостанции Д-200, позволил
оценить плотность верхней атмосферы по изменению вы-
соты орбиты, получить данные о распространении радио-
сигналов в ионосфере, отработать технологию выведения
спутников на орбиту и решить много других технических и
организационных задач. Позднее были запущены второй и
третий ИСЗ, имевшие больший вес и большие возможно-
сти для научных исследований. Передатчики этих спутни-
ков также изготавливались в Институте. Кроме того, на тре-
тьем ИСЗ был установлен разработанный в Институте прибор
для регистрации заряженных частиц.
Для приема сигналов первых ИСЗ на территории страны
была создана сеть пунктов слежения. На основе этих пунктов
в дальнейшем, при решающем вкладе Института, был создан
автоматизированный наземный командно-измерительный
комплекс для управления всеми запускаемыми в нашей стра-
не космическими аппаратами (НАКУ КА).
Разработка ракеты Р-7 и запуск первых ИСЗ были от-
мечены высокими правительственными наградами. Глав-
ные конструкторы Института М.С.Рязанский и Н.А.Пилюгин
стали лауреатами Ленинской премии, а трем сотрудникам
Института и двум сотрудникам опытного завода были при-
своены звания Героев Социалистического Труда. Всего
орденами и медалями в Институте и на опытном заводе
были награждены 304 человека.
Участие НИИ-885 в исследованиях Луны
Советская ракета-носитель, использовавшаяся для за-
пуска первых ИСЗ, после установки дополнительной ступени
смогла придать запускаемому аппарату вторую космическую
скорость, что позволило приступить к исследованию Луны
и - в дальнейшем - Венеры и Марса с помощью автомати-
ческих КА.
Созданием бортовых и наземных радиотехнических
средств управления КА Институт обеспечил выполнение от-
ечественной программы исследования Луны. Первая в мире
наземная станция слежения была разработана для контроля
за полетом КА «Луна-1» и «Луна-2», направленных к Луне
при запусках в январе и сентябре 1959 г. (программа Е1).
Станция, работающая в метровом диапазоне, была уста-
новлена в Крыму, вблизи поселка Симеиз. Она определила
время и место жесткой посадки на поверхность Луны КА
«Луна-2». Впервые в мире изготовленное на Земле тело было
доставлено на другую планету.
В дальнейшем эта станция была усовершенствована,
с ее помощью проводилось управление КА, осуществившим
впервые в мире фотографирование обратной стороны Луны
(«Луна-3», октябрь 1959 г., программа Е2).
Первый снимок обратной стороны Луны. 1959 г.
Снимок обратной стороны Луны станцией «Зонд-З». 1965 г.
134
Глава 4
Фрагмент первой панорамы с поверхности Луны (станция «Луна-9»). 1966 г.
На основании полученных данных учеными-астрономами
была создана первая карта 40 % поверхности невидимой об-
ратной стороны Луны. Полный глобус Луны был создан только
после полета в 1965 г. станции «Зонд-З», оснащенной фото-,
теле- и радиоаппаратурой, разработанной в Институте.
Для управления КА, которые должны были осуществить
мягкую посадку на поверхность Луны (программа Е6), были
разработаны и введены в эксплуатацию другие станции сле-
жения, установленные вблизи г. Симферополя и на Камчатке,
вблизи г. Елизово.
В качестве приемных антенн в Симферополе использова-
лась 32-м антенна ТНА-400, а на Камчатке - 16-м антенна PC
Пункт управления луноходом. 1970 г.
Фрагмент панорамы Луны, полученный
с «Лунохода-1». 1970г.
10-2М. В Институте были также разработаны телевизионная и
радиотехническая бортовая и наземная аппаратура для пере-
дачи панорам поверхности Луны.
После ряда неудач впервые в мире в феврале 1966 г.
была осуществлена мягкая посадка на поверхность Луны
(«Луна-9») и передана на Землю панорама окружающей КА
поверхности. Мягкая посадка на Луну была повторена в дека-
бре 1966 г. («Луна-13»).
По программе ЕЗ на орбиту вокруг Луны были выведены
три первых спутника: «Луна-10», «Луна-11» и «Луна-12», -
проводивших исследование Луны и фотографирование ее
поверхности.
Для управления автоматическими и пилотируемыми лун-
ными КА в 1968 г. были созданы станции наземного комплек-
са управления на основе новой многофункциональной систе-
мы «Сатурн-МС», работавшей в дециметровом диапазоне,
размещенные на шести наземных пунктах и трех кораблях.
По ряду причин советская пилотируемая программа ис-
следования Луны не была выполнена. В то же время програм-
ма исследования Луны автоматическим КА была продолжена.
По программе Е8/5 на Луну была доставлена платформа,
оборудованная механизмом для бурения поверхности, забо-
ра лунного грунта и упаковки его в герметичный контейнер,
а также стартовым устройством с возвратной ракетой для ав-
томатической доставки - впервые в мире - лунного грунта на
Землю («Луна-16», 12 сентября 1970 г.).
Управление возвратной ракетой производилось с по-
мощью разработанного в Институте радиотехнического ком-
плекса, работающего в метровом диапазоне частот. Таким
способом лунный грунт доставлялся на Землю еще дважды:
14 февраля 1972 г. («Луна-20») и 9 августа 1976 г. («Луна-24»).
С помощью НКУ на основе многофункционального ком-
плекса «Сатурн-МС» была успешно выполнена программа Е8,
по которой на поверхность Луны были доставлены два луно-
хода-робота: «Луноход-1» -17 ноября 1970 г., «Луноход-2» -
8 января 1973 г., а также три исследовательских лунных спут-
ника: «Луна-18», «Луна-19», «Луна-22».
Управление первыми лунными роботами на поверхности
Луны велось из размещенного в Симферополе пункта управ-
ления, разработанного Институтом. Рабочее место водителя
лунохода было оборудовано экраном системы малокадрово-
135
АО «Российские космические системы»
го телевидения, на котором отображалась поверхность Луны
перед луноходом. Панорамными камерами, которые исполь-
зовались для топографической съемки и прокладки маршру-
та, передавались изображения местности вокруг лунохода.
В настоящее время АО «Российские космические систе-
мы» принимает активное участие по созданию систем радио-
технического обеспечения в новых российских программах
исследования Луны.
Участие НИИ-885 в исследованиях в дальнем
космосе
Исследования в дальнем космосе начались запуском
в 1961 г. КА «Венера-1» и в 1962-м - КА «Марс -1». Уста-
новленный на них радиокомплекс первого поколения рабо-
тал в дециметровом диапазоне радиоволн и обеспечивал
командно-измерительные функции, передачу и запоминание
телеметрической и научной информации. На «Марсе-1» было
установлено фототелевизионное устройство.
Институтом была создана аппаратура наземного ком-
плекса «Плутон», размещенного вблизи г. Евпатории, став-
шего основой Западного центра дальней космической связи.
Комплекс был оснащен антеннами типа АДУ-1000, самыми
современными для того времени передающими, приемными
устройствами. В своем составе комплекс «Плутон» имел от-
ечественный планетный радиолокатор, с помощью которого
были проведены первые сеансы радиолокации Венеры, Марса
и Меркурия, уточнены модели их движения. В дальнейшем эта
работа была продолжена с использованием более совершен-
ных отечественных планетных радиолокаторов.
Первый цветной снимок Марса. КА «Марс». 1974 г.
В 1967 г. впервые в мире в атмосферу Венеры был до-
ставлен спускаемый аппарат (СА «Венера-4»), который рабо-
тал на высоте до 20 км от поверхности и передавал информа-
цию со скоростью 1 бит/с.
СА станции «Венера-7», запущенной в 1970 г. дал пол-
ный температурный разрез атмосферы Венеры, впервые
совершил мягкую посадку на ее поверхность и передал уни-
кальную научную информацию: величины температуры у
поверхности - 460 °C, давления - 90 атм, состав атмосфе-
Антенна АДУ-1000 западного центра
дальней космической связи. 1961 г.
Антенна П-2500 Восточного Центра дальней
космической связи. 1985 г.
136
Глава 4
Первая цветная панорама поверхности Венеры (Станция «Венера-13»). 1982 г.
ры - углекислый газ, состав облаков - капли серной кисло-
ты. С запущенных в 1971 г. космических станций «Марс-2»,
«Марс-3» была получена информация об атмосфере Марса и
его поверхности.
Для управления космическими станциями нового поко-
ления, запускаемыми тяжелым носителем «Протон» и име-
ющими гораздо больший объем научного оборудования,
потребовалось создание новых бортовых (КИК-4В2) и на-
земных («Сатурн-МСД») радиотехнических комплексов. На
базе комплекса «Сатурн-МСД», введенного в г. Уссурийске
в 1971 г., был создан Восточный центр дальней космиче-
ской связи, работающий в дециметровом и сантиметро-
вом диапазонах на прием и в дециметровом - на передачу.
В комплекс входила приемная антенна П-400 с диаметром
зеркала 32 м.
Использование на борту венерианских станций режима
ретрансляции научной информации с СА через бортовой ра-
диокомплекс пролетного аппарата позволило увеличить ско-
рость передачи на Землю научной информации до 3 кбит/с
при приеме изображений. «Плутон» был модернизирован. На
нем была установлена аппаратура приема научной инфор-
мации в сантиметровом диапазоне. В 1973 г. с помощью КА
«Марс-4, -5, -6, -7» были исследованы атмосфера и поверх-
ность Марса, получены первые цветные снимки его поверх-
ности. В1975 г. КА «Венера-9» и «Венера-10» были переданы
на Землю не только данные о физических параметрах пла-
неты, но и первые изображения поверхности Венеры вблизи
места посадки СА (в черно-белом виде).
В 1978 г. Институт разработал новый магистральный
бортовой радиокомплекс и наземный радиотехнический
комплекс «Квант-Д» с высокоэффективной антенной П-2500
с диаметром зеркала 70 м (введен в эксплуатацию в г. Евпа-
тории в 1980 г. и в г. Уссурийске в 1985 г.). Комплекс отличал-
ся двумя взаимодополняемыми радиолиниями дециметрово-
го и сантиметрового диапазонов.
Мощность передатчиков в обоих диапазонах состав-
ляла 200 кВт, суммарная шумовая температура приемных
устройств комплекса (в сантиметровом диапазоне) составля-
ла, благодаря использованию разработанных в Институте ма-
лошумящих мазерных усилителей, 23К. Были резко увеличе-
ны точность траекторных измерений (по дальности - до 20 м,
по скорости - до 2 мм/с) и скорость принимаемой научной
информации (до 131 кбит/с).
В 1981 г. на КА «Венера-13» и «Венера-14» скорость
принимаемой с СА научной информации за счет исполь-
зования режима ретрансляции сигналов СА через КА, на-
ходившийся на орбите спутника Венеры, была доведена
до 64 кбит/с, что позволило передать на Землю цветные
панорамы поверхности Венеры. Впервые в мире при радио-
локационном картографировании поверхности Венеры на
КА «Венера-15», «Венера-16» скорость приема научной
информации комплексом была доведена до 100 кбит/с
(1983-1984 гг.).
В рамках программы «Вега» («Венера - Комета Галлея»,
1984-1986 гг.) Институтом было решено несколько важных
научных и инженерных проблем, из которых следует выде-
лить проблему обеспечения слежения за дрейфующими в ат-
мосфере Венеры аэростатными зондами.
В 1988 г. на КА «Фобос-2» был поставлен научный экс-
перимент «Термоскан», обеспечивший тепловую съемку эк-
ваториальной области Марса. В результате были получены
карты тепловой инерции поверхности с высоким простран-
ственным разрешением.
В период с 1972 по 2000 г. с космических станций, на-
ходящихся на сильно вытянутых (удаление 200 тыс. км) ор-
битах («Прогноз-1...-10», «Астрон», «Гранат», «Интербол-1»,
«Интербол-2»), был получен большой объем ценной научной
Подготовка к полету спускаемого аппарата
станции «Венера-13». 1982 г.
137
АО «Российские космические системы»
Тепловой снимок поверхности Марса с КА «Фобос-2». 1988 г.
Карта тепловой инерции поверхности Марса, полученная по результатам тепловой съемки с КА «Фобос-2». 1988 г.
информации. Большая надежность бортовых радиокомплек-
сов позволила обеспечить срок активного существования КА:
«Гранат» -10 лет. КА «Астрон» и «Интербол» - 6 лет.
Разработаны бортовые и наземные радиотехнические
комплексы для работы с космическими станциями проектов
«Спектр», «Фобос-Грунт» и др.
Разработки космических навигационных и
геодезических систем
В Институте в результате научно-исследовательских ра-
бот был определен основной облик спутниковой навигаци-
онной системы. Разработаны структура навигационного ра-
диосигнала, система траекторных измерений, эфемеридного
обеспечения, средства командного и программного управле-
ния спутниками.
Первый спутник, оснащенный экспериментальной на-
вигационной аппаратурой, был запущен в 1967 г. (КА «Кос-
мос-192»). В последующем на этой основе были разработаны
и построены низкоорбитальные навигационные системы. Си-
стемы содержали пять-шесть спутников на круговых орбитах
с высотой около 1000 км.
Определение координат потребителей в этих системах
производилось по сигналам одного спутника беззапросным
методом: определялись две пространственные координаты
в зоне видимости спутника с точностью около 100 м. В силу
специфики навигационных определений эти системы полу-
чили широкое применение для навигации морских судов.
В 1970-е гг. различными модификациями аппаратуры потре-
бителей, разработанной Институтом, были оснащены практи-
чески все крупные отечественные морские суда.
В 1970-е гг. при активном участии специалистов Инсти-
тута была разработана среднеорбитальная многоспутниковая
навигационная система, которая получила название ГЛОНАСС.
Система ГЛОНАСС обеспечивает высокую точность определе-
ния местоположения, скорости и поправки к шкале времени
аппаратуры пользователей, состоит из трех основных сег-
ментов (подсистем): орбитальной группировки космических
аппаратов, наземного комплекса контроля и управления, на-
вигационной аппаратуры потребителей.
Спутники системы ГЛОНАСС расположены на орбитах,
близких к круговым, с периодом обращения 11 ч 15 мин. вы-
сотой 19100 км и наклонением 64,8 °. Орбитальная группи-
ровка включает в себя 24 рабочих спутника (по 8 в трех
орбитальных плоскостях). Спутниками для потребителей
постоянно излучаются радиосигналы, несущие навигаци-
онные сообщения и позволяющие производить беззапро-
сным методом траекторные измерения и решать навига-
ционную задачу.
Первый спутник системы ГЛОНАСС с трехлетним сроком
активного существования был запущен в 1982 г., в 1995 г.
система была полностью развернута и принята в эксплуа-
тацию. Однако в период экономического кризиса из-за от-
сутствия запусков космическая группировка системы прак-
тически деградировала.
С целью ликвидации отставания в области спутниковой
навигации и координатно-временного обеспечения, а также
скорейшего восстановления системы ГЛОНАСС постановле-
нием Правительства РФ № 587 от 20 августа 2001 г. была
разработана и утверждена Федеральная целевая программа
«Глобальная навигационная система» на 2002-2011 гг. Со-
гласно этой программе, Институт определен головной орга-
низацией по созданию, развитию и целевому использованию
глобальной навигационной системы ГЛОНАСС.
Основные направления развития системы включали
в себя:
138
Глава 4
-	повышение точности и достоверности навигационных
определений;
-	увеличение информативности навигационных сообщений;
-	определение целостности навигационного поля;
-	повышение помехозащищенности и устойчивости нави-
гационных каналов;
-	повышение надежности и увеличение сроков активного
существования космических аппаратов.
Реализация поставленных задач предусматривала созда-
ние космических аппаратов нового поколения КА «Глонасс-М»,
модернизацию наземного комплекса управления и создание
комплекса средств функциональных дополнений.
С 2009 г. орбитальная группировка системы состоит
только из КА «Глонасс-М». Эти аппараты обладают, по срав-
нению с КА «Глонасс» первого поколения, более совершен-
ными техническими характеристиками: увеличенный срок ак-
тивного существования - до 7 лет, повышенная стабильность
бортового стандарта частоты - до 1 Ю13.
В рамках дальнейшего развития системы ГЛОНАСС соз-
дан КА третьего поколения «Глонасс-К» с улучшенными ха-
рактеристиками: срок активного существования - до 10 лет,
стабильность бортового стандарта частоты - 1-Ю14. Летные
испытаний «Глонасс-К» начались в 2011 г.
Для КА «Глонасс-К» разработан новый бортовой интегри-
рованный навигационный комплекс, выполняющий не толь-
ко функции прежней бортовой навигационной системы, но и
задачи межспутниковых измерений. Кроме того, в комплексе
БИНК предусмотрено введение новых радиосигналов с кодо-
вым разделением.
В состав бортовой аппаратуры КА «Глонасс-К» включен ре-
транслятор аварийного сигнала космической системы спасания
КОСПАС-САРСАТ. Бортовая радиоаппаратура для КА «Глонасс-К»
разработана на новой элементной базе и рассчитана на работу
в условиях открытого космоса. Введение новых навигационных
радиосигналов на КА «Глонасс-К» позволит обеспечить взаимо-
дополняемость системы ГЛОНАСС с системами GPS и Galileo.
Наземный комплекс управления системы ГЛОНАСС в ходе
модернизации претерпел коренную переработку, связанную
с переходом на беззапросную технологию измерения параме-
тров движения КА и внедрением новых принципов обработки
и формирования информации, закладываемой в бортовую
аппаратуру КА. Были разработаны ряд беззапросных измери-
тельных станций (БИС и БИВС) и закладочно-измерительные
станции (ЗИС), которые в плановом порядке устанавливают-
ся на наземных пунктах в России и за рубежом.
Поэтапная реализация мероприятий по совершенство-
ванию навигационных космических аппаратов и модерни-
зации наземного комплекса управления позволят повысить
точность навигационных определений. Создание модерни-
зируемой системы ГЛОНАСС должно обеспечить решение
широкого спектра пользовательских задач как в интересах
безопасности государства, так и в области научного и соци-
ально-экономического развития России, в т. ч.:
-	оптимизация маршрутов движения транспорта;
-	обеспечение безопасности судовождения и пилотирова-
ния самолетов;
-	проведение геологоразведки, мероприятий по земле-
устройству;
-	внедрение новых эффективных методов работы в об-
ласти геодезии, геодинамики и картографии;
-	обеспечение безопасности и сохранности особо опас-
ных и ценных грузов при транспортировке;
-	прогнозирование природных катаклизмов.
Помимо работ, связанных с совершенствованием радио-
технической аппаратуры спутников и наземного комплекса
управления системы ГЛОНАСС, Институтом проводятся ме-
роприятия по разработке и внедрению комплекса функцио-
нальных дополнений системы ГЛОНАСС и аппаратуры потре-
бителей различного класса.
Возможность с помощью спутниковой навигации вы-
сокоточного измерения взаимных координат разнесенных
в пространстве объектов определила основу создания спе-
циальных спутниковых систем для геодезических целей
«Сфера» и «ГеоИК». Первый КА геодезической космической
системы «Сфера» («Космос-203») был запущен на орбиту
в 1968 г. Вся радиотехническая аппаратура спутника, на-
земная измерительная специальная аппаратура и средства
управления были разработаны и изготовлены в Институте.
В1981 г. был произведен запуск на орбиту КА второго поко-
ления отечественной космической геодезической системы
«ГеоИК». Помимо радиотехнической измерительной аппа-
ратуры ИСЗ и наземных измерительных пунктов, система
была оснащена аппаратурой доплеровских измерений и ла-
зерными дальномерами. В 1985 г. геодезическая космиче-
ская система «ГеоИК» была принята в эксплуатацию. С по-
мощью этих систем были уточнены, помимо геодезических
задач, важные параметры Земли, которые легли в основу
расчета эфемерид и их прогноза в навигационных спутни-
ковых системах.
Разработка командно-измерительных систем
Основным элементом радиотехнической системы управ-
ления космическими аппаратами являются командно-изме-
рительные системы, состоящие из взаимосвязанных борто-
вых и наземных комплексов, которые обеспечивают:
-	управление КА разовыми командами, программной и
специальной информацией;
-	прием с КА телеметрической информации;
-	измерение текущих навигационных параметров движе-
ния КА;
-	сверку, коррекцию и фазирование бортовой шкалы вре-
мени.
Наземные станции КИС входят в состав командно-изме-
рительных пунктов. Работы по созданию КИС в Институте
были начаты в конце 1950-х гг. с появлением первых КА,
управляемых из наземных пунктов. В Крыму была создана
первая в мире станция слежения за полетом КА «Луна-1» и
«Луна-2». Станция работала в метровом диапазоне. Затем
появилась КИС «Сатурн-М», предназначенная для управ-
ления полетом первого отечественного спутника связи на
высокоэллиптической орбите «Молния-1» (1960 г.), и КИС
для управления в дециметровом диапазоне волн низкоорби-
тальными спутниками. Следующим этапом была разработка
КИС для управления в сантиметровом диапазоне волн спут-
ником связи типа «Молния».
139
АО «Российские космические системы»
Антенна наземной станции КИС. 1972 г.
Вычислительный комплекс наземной станции КИС.
1972 г.
Перед разработчиками была поставлена задача сделать
радиолинии КИС помехозащищенными. Впервые эта задача
была решена в Институте в 1974 г. при создании унифици-
рованной двухдиапазонной КИС в сантиметровом диапазо-
не волн. С помощью этой КИС управлялись высокоэллип-
тические и все геостационарные спутники связи, вещания
и ретрансляции данных «Молния». «Экран». «Горизонт».
«Радуга», а также геостационарные ИСЗ «Луч» и др. В де-
циметровом диапазоне волн обеспечивалось управление
низкоорбитальными навигационными и геодезическими КА
«Цикада», «Сфера» и «ГеоИК».
Для определения орбиты КА высокоточной космической
навигационной системы ГЛОНАСС нужно было радиотех-
ническими методами обеспечить измерение дальности до
КА с предельной погрешностью не более 1 м и радиальной
скорости с погрешностью не более 1 мм/с. Указанные высо-
кие требования обеспечила созданная в «Российских косми-
ческих системах» бортовая аппаратура и наземная станция
КИС, работающая в сантиметровом диапазоне волн.
Дальнейшие модификации наземных станций КИС, со-
храняя совместимость с бортовой аппаратурой КИС ранее
запущенных КА, существенно превосходили своих пред-
шественников по степени автоматизации, габаритам аппа-
ратуры и другим эксплуатационным и тактико-техническим
параметрам.
Антенна КИС KazSat, г. Акколь. Казахстан. 2009 г.
Вычислительный комплекс наземной станции КИС. 2008 г.
В РКС была разработана для перспективного НКУ ГЛОНАСС
закладочно-измерительная станция, в которой была исполь-
зована новая элементная база, аналоговые устройства
заменены на цифровые, применена трехосная антенна
ТНА-4.8ПМ, позволяющая работать без т. н. мертвой зоны.
Погрешность измерения дальности станцией ЗИС не пре-
вышает 0,5 м.
С развитием коммерческих спутниковых систем связи
для управления геостационарными спутниками таких си-
стем, как «Экспресс», «Купон», «Галс», была разработана
модификация - КИС «Каштан». Наземная станция КИС
строилась как аппаратно-программный комплекс, объеди-
ненный в локальную вычислительную сеть. Это позволило
сделать аппаратуру наземной станции компактной.
В порядке модернизации КИС сантиметрового диапазона
РКС создана универсальная КИС «Клен», имеющая целый ряд
модификаций, что позволяет применять ту или иную моди-
фикацию в зависимости от назначения станции. В дальней-
шем по заказу ФГУП «Космическая связь» (ГПКС) для управ-
ления геостационарными спутниками типа «Экспресс-АМ»
140
Глава 4
Антенна наземной станции КИС. 2008 г.
в РКС была создана КИС ГПКС, а по заказу Республики Ка-
захстан также для управления геостационарными спутниками
типа KazSat была разработана КИС KazSat.
Дальнейшие перспективы развития КИС связаны с обе-
спечением управления в международном диапазоне волн,
унификацией аппаратуры и увеличением информативности и
гибкости управления КА, уменьшением габаритно-массовых
характеристик бортовой аппаратуры до 7-10 кг, снижением
ее энергопотребления, увеличением помехозащищенности,
надежности работы и срока службы.
Радиотехнические комплексы дистанционного
зондирования Земли
Системы дистанционного зондирования Земли стро-
ятся на основе комплексного подхода, включающего все
элементы получения, передачи, регистрации и обработки
больших потоков видеоинформации. Наиболее трудноре-
ализуемую с инженерной точки зрения часть этой техно-
логической цепочки составляют устройства наблюдения:
оптико-электронные системы, работающие в нескольких
Первый советский КА для ДЗЗ, у которого передача много-
спектральных изображений осуществлялась оперативно по
радиоканалам, получил название «Метеор-Природа» (запущен
в 1974 г.). КА разрабатывался в тесном творческом сотрудни-
честве с Всесоюзным научно-исследовательским институтом
электромеханики (г. Москва). Наземные станции - также раз-
работки Института - были установлены в городах Обнинске,
Новосибирске и Хабаровске; обеспечивали прием, обработку и
распространение информации многочисленным потребителям.
Эксплуатацию системы осуществляло НПО «Планета» Росгидро-
мета. Бортовой радиотелевизионный комплекс КА «Метеор При-
рода» состоял из двух типов многоспектральных сканирующих
устройств, приборов запоминания и передачи информации. Все-
го было запущено семь КА «Метеор-Природа».
В 1977 г. постановлением правительства Институт был на-
значен головной организацией по общегосударственной косми-
ческой системе ДЗЗ «Ресурс» в целом и по наземно-бортовым
информационным комплексам входящих в нее двух оператив-
ных подсистем: «Ресурс-О» (для наблюдения суши) и «Океан-О»
(для наблюдения акваторий). Третья подсистема - «Ресурс-Ф»
(фотографическая) - входила в систему «Ресурс» функциональ-
но и давала возможность потребителям неоперативно получать
информацию высокого пространственного разрешения и карто-
графические данные.
Задачей Института была разработка унифицированной ради-
оэлектронной аппаратуры для передачи, приема и регистрации
информации со скоростью до 128 Мбит/с, обеспечение работы
в международном сантиметровом диапазоне радиоволн и соз-
дание наземного комплекса приема и обработки информации.
Были разработаны новые оригинальные многоспектральные оп-
тико-электронные устройства наблюдения.
В результате была создана БИСУ-П - бортовая инфор-
мационная система, унифицированная и перепрограмми-
руемая, которая впоследствии использовалась неодно-
кратно. Спутники подсистемы первого этапа «Ресурс-01»
(разработки ВНИИЭМ) запускались четыре раза до 1998 г.
Бортовой радиотелевизи-
онный комплекс РТВК
системы «Метеор-
Природа». 1974 г.
диапазонах (от видимого до
теплового диапазона оптиче-
ского спектра), а также радио-
локационные системы. Разра-
ботка устройств оптического
диапазона в Институте произ-
водилась на основании успеш-
ного опыта создания приборов
для исследования Луны и дала
импульс развитию направле-
ния ДЗЗ. Были разработаны
специализированные бортовые
запоминающие устройства на
магнитной ленте, отличающие-
ся повышенным объемом памя-
ти и скоростью записи/воспро-
изведения информации.
Пункт приема информации ДЗЗ в г. Ханты-Мансийск.
2004 г.
141
АО «Российские космические системы»
Антенный комплекс НЦ ОМЗ
Подсистема для наблюдения океана и ледовой обстановки
«Океан-О1» (КБ «Южное», г. Днепропетровск) также соз-
давалась поэтапно. Ее спутники запускались 10 раз с 1983
по 1989 г. Первый этап был сдан в эксплуатацию в 1985 г.
В1996 г. был запущен разработанный ОАО «РКК «Энергия»
им. С.П.Королева» модуль «Природа» пилотируемой станции
«Мир», предназначенный для решения экспериментальных задач
ДЭЗ и международного сотрудничества. Для него Институтом
был создан пункт приема информации в Германии (г. Нойстре-
лиц). До этого, в 1995 г., в Швеции (г. Кируна) также был создан
приемный пункт.
В 2001 г. был запущен КА «Метеор-ЗМ» с многозональны-
ми сканирующими системами высокого (МСУ-М) и среднего
(МСУ-СК) разрешения, которые успешно эксплуатировались
в течение 4 лет (до окончания работы КА). Аналогичная аппа-
ратура была установлена и на КА «Океан-О» № 1, запущенном
в 1999 г.
Комплексы следующего поколения для КА «Метеор-
ЗМ», «Сич-1М», «Монитор» отличаются, в частности, более
скоростным каналом передачи информации (до 250 Мбит/с)
и новыми бортовыми запоминающими устройствами. В по-
следние годы было также создано несколько новых назем-
ных пунктов приема, более совершенных по аппаратурному
исполнению.
В 2006 г. к РКС присоединилось ФГУП «Центр космиче-
ских наблюдений», который стал филиалом под названием
«Научно-технологический центр космического мониторинга
Земли (НТЦ КМЗ «Космонит»)». Кроме общих вопросов,
Центр занимался самостоятельной разработкой бортовых
приборов, среди которых следует выделить многоканаль-
ный СВЧ-радиометр МТВЗА, установленный, в частности, на
КА «Метеор-ЗМ» и не уступающий по параметрам мировому
уровню. Центр является также головным разработчиком по
созданию КА ДЗЗ «Канопус-СТ».
Другой организацией, длительное время работавшей в об-
ласти ДЗЗ и в 2006 г. вошедшей в состав РКС, стал Научный
центр оперативного мониторинга Земли. На НЦ ОМЗ Роскос-
мосом возложены функции оператора космических систем
ДЗЗ, отраслевого информационного центра ДЗЗ Роскосмоса
и центра ЕСИМО Роскосмоса.
Микроволновый сканирующий радиометр
температурного и влажностного зондирования
атмосферы (МТВЗА)
Задачей НЦ ОМЗ является комплексное планирование
космических съемок, прием, регистрация, обработка (в т. ч.
частично тематическая) космической информации от многих
КА ДЗЗ, российских и зарубежных, обеспечение данными ДЗЗ
и информационными продуктами, созданными на их основе,
федеральных и региональных органов государственной власти
и других заказчиков.
Разработанные и реализованные в Центре технологии те-
матической обработки позволяют осуществлять мониторинг
землепользования, лесной растительности, водной поверхно-
сти, нефтяных запасов и многих других явлений природного и
антропогенного происхождения.
В 2010 г. на КА «Метеор-М» № 1 была впервые испы-
тана новая разработка «Российских космических систем» -
БИС-MB система беззапросной передачи метеоинформации
в метровом диапазоне радиоволн в новом международном
цифровом стандарте LRPT (Low Rate Picture Transmission).
Предполагается, что такая система в дальнейшем будет ис-
пользоваться на всех российских и зарубежных метеоспут-
никах.
Перспективные работы «Российских космических си-
стем» направлены на создание гигабайтных каналов для
приема и передачи информации ДЗЗ, терабайтных энер-
гонезависимых запоминающих устройств. Предусматри-
вается передача данных на наземные пункты приема не-
посредственно или через спутники-ретрансляторы в X- и
Ка-диапазонах. Разработано новое многоспектральное ска-
нирующее устройство МСУ-ГС для геостационарного метео-
спутника «Электро-Л».
142
Глава 4
Технические средства космической системы
поиска и спасания
Система КОСПАС (Космическая система поиска аварийных
судов) разрабатывалась для обнаружения судов и самолетов,
терпящих бедствие в любой точке земного шара. Сигнал от ава-
рийного радиобуя, включаемого на судне, терпящем бедствие,
через спутники-ретрансляторы попадает в систему, где с задан-
ной точностью определяются координаты места бедствия. Цель
КОСПАС - существенно (до 10 раз), по сравнению с традицион-
ными методами, сократить время проведения поисковых опера-
ций.
Система КОСПАС, получившая в официальных докумен-
тах название «Надежда», создавалась как самостоятельная
система одновременно с аналогичной американо-канадо-
французской системой CAPCAT (Search And Rescue Satellite-
Aided Tracking). В то же время обе системы разрабатывались
как взаимодействующие по единым согласованным требо-
ваниям, что позволило обеспечить их полную техническую
совместимость и, в конечном счете, создать единую глобаль-
ную международную систему КОСПАС-САРСАТ.
Работы по проекту начались на основании Межправи-
тельственного соглашения между СССР и США, подписанного
в Москве 24 мая 1977 г. Затем к этой программе присоедини-
лись Франция и Канада.
Летные испытания системы КОСПАС начались 30 июня
1982 г. с запуска отечественного спутника КОСПАС-1
(КОСМОС-1383). Уже 10 сентября 1982 г. с его помощью
был спасен экипаж канадского самолета. В 1984 г. систе-
ма КОСПАС была принята в опытную, а в 1987-м - в штат-
ную эксплуатацию в СССР.
В июле 1988 г. было подписано новое, действующее и по-
ныне, Межправительственное соглашение о сотрудничестве
СССР, США, Канады и Франции и использовании системы
КОСПАС-САРСАТ в качестве международной в интересах все-
го мирового сообщества.
Международные морская и авиационная организации
(ИМО и ИКАО) приняли решение об обязательном использо-
вании всеми судами (с 1995 г.) и самолетами (с 2005 г.) си-
стемы КОСПАС-САРСАТ.
Основная кооперация российских участников разработки,
внедрения и эксплуатации системы КОСПАС в целом возглав-
ляется Институтом, им же создавалась бортовая и наземная
радиоаппаратура системы.
Ракетно-космический комплекс разрабатывался в ПО
«Полет» (г. Омск). Оператор системы - ГП «Морсвязьспут-
ник». Такая же кооперация действует и в настоящее время.
В системе КОСПАС-САРСАТ используются несколько спут-
ников, расположенных на круговых околополярных орби-
тах высотой 800-1000 км и оснащенных радиоаппаратурой
для обнаружения сигналов бедствия, передаваемых АРБ, и
ретрансляции их на наземные станции приема и обработки
информации. В соответствии с Межправительственным со-
глашением как минимум два из нескольких спутников, нахо-
дящихся на орбите, должны быть российскими.
На СПОИ определяются с использованием эффекта До-
плера координаты места бедствия, которые передаются в на-
циональные Центры системы (в России - в Международный
Контрольная станция системы КОСПАС-САРСАТ
на территории Института. 1990 г.
координационно-вычислительный центр и затем - в соответ-
ствующие поисково-спасательные службы). Аппаратура рос-
сийских СПОИ в Москве, Архангельске, Находке, Новосибирске
также создавалась Институтом, включая контрольную станцию.
Стремление уменьшить время доставки аварийного со-
общения в глобальном масштабе стимулировало начало работ
в 2000 г. в России, США и Европе по размещению ретранслято-
ров сигналов АРБ-406 на спутниках глобальных навигационных
систем ГЛОНАСС, GPS и Galileo.
Среднеорбитальный сегмент системы КОСПАС создает-
ся с использованием ретрансляторов сигналов аварийных
радиобуев АРБ-406, устанавливаемых на навигационных КА
«Глонасс-К». Среднеорбитальный сегмент в перспективе будет
основным космическим сегментом КОСПАС-САРСАТ, т. к. он
обеспечивает полную глобальность, время задержки не более
5 минут, самоопределение места положения АРБ-406 с точно-
стью не хуже, чем низкоорбитальный сегмент (<5 км в 95 %).
За 30 лет эксплуатации, благодаря системе КОСПАС-САРСАТ,
спасено более 35000 человек - граждан всего мира, из них бо-
лее 1500 граждан России и СНГ, что свидетельствует о ее со-
циальной и экономической эффективности. В настоящее время
в системе участвуют 35 стран.
В последние годы производится модернизация СПОИ и
МКВЦ. Один из центров приема системы КОСПАС оборудован
на территории «Российских космических систем» и обеспе-
чивает прием информации с низкоорбитальной, среднеорби-
тальной и геостационарной спутниковых группировок.
Различные типы аварийных радиобуев системы
КОСПАС-САРСАТ
143
АО «Российские космические системы»
Система КОСПАС-САРСАТ по своей целевой направленно-
сти, методам создания и эксплуатации является ярким приме-
ром международного сотрудничества в космосе и проверен-
ной моделью организации такого сотрудничества, пригодной
для решения других задач, например, предупреждения о сти-
хийных бедствиях, антропогенных катастрофах и т. п.
Технические средства телеметрических систем
Телеметрические системы предназначены для контроля и
анализа функционирования разнообразного бортового обо-
рудования на ракетах и КА путем получения достоверных и
точных данных из многих сотен и тысяч источников информа-
ции - датчиков различного типа. Эта информация передается
по радиоканалу на наземные приемные средства и в Центры
управления полетом КА, где она используется для анализа и
принятия решений.
В Институте было создано несколько поколений борто-
вых и наземных телеметрических аппаратно-программных
средств, которые обеспечили информационную поддержку
и управление большинства созданных в стране КА и ракет-
носителей.
В 1948-1949 гг. Институтом была разработана новая
отечественная система телеконтроля СТК-1 («Дон») ме-
трового диапазона волн, которая широко применялась при
отработке и эксплуатации баллистических ракет. В 1961 г.
телеметрическая система БР-8 обеспечила исторический
полет Ю.А.Гагарина на КА «Восток».
В 1950-1970-е гг. в Институте были созданы многофунк-
циональные телеметрические системы с «жесткой логикой»,
построенные на базе знаменитой «королевской семерки» для
тяжелых ракет типа Н-1, «Протон», космических пилотируе-
мых кораблей «Союз», «Прогресс», а также для межпланетных
автоматических станций по программам освоения Луны, Мар-
са, Венеры и КА других космических программ. Были созданы
наземные приемно-регистрирующие станции РТС-5, РТС-6,
РТС-8, РТС-9 и универсальная станция МА-9, модификации
которой и сейчас находятся в штатной эксплуатации.
Первоначально в аппаратуре использовались аналого-
вая структура обработки и передачи информации, дискрет-
ная транзисторная элементная база с применением разно-
образных бортовых электромеханических запоминающих
устройств на магнитных носителях собственной разработки.
В 1970-1990-е гг. были разработаны и успешно эксплу-
атировались:
Внутренний вид станции МА-9. Видны магнитные
накопители 17С06/07. 1971 г.
Станция МА-9 с антенной Б-529 «Ромашка». 1971 г.
Для приема и обработки данных телеметрии при
полетах КА в зонах, невидимых с территории Союза,
в 1961-1966 гг. были построены морские корабельные
измерительные пункты «Моржовец», «Боровичи», «Ке-
гостров», «Чажма», «Чумикан», «Чукотка», «Долинек»;
в 1978-1979 гг. - «Космонавт Владислав Волков», «Кос-
монавт Павел Беляев», «Космонавт Георгий Доброволь-
ский», «Космонавт Виктор Пацаев».
В дальнейшем построение телеметрических систем
было связано с переходом на цифровые методы обработки
и передачи данных, увеличением объемов и скоростей пере-
даваемой информации, включением системы информаци-
онно-телеметрического обеспечения в контур управления
-	телеметрические системы для
пилотируемых КА, в т. ч. по междуна-
родной программе «Союз-Аполлон»
для долговременных станций типа ДОС,
ОПС, «Мир», корабля «Буран», аппара-
тов ДЗЗ, связи и навигации;
-	бортовые системы и наземная
аппаратура для ракет морского бази-
рования;
-	базовая система типа БИТС-2, мо-
дификации которой устанавливались на
КА десятков наименований, эксплуати-
рующихся в настоящее время.
Бортовое запоминающее
устройство ЭА-025.1980-е гг.
Бортовая телеметрическая система. 2003 г.
144
Глава 4
КА, использованием в необходимых случаях режима теле-
сигнализации и сжатия информации. Бортовая аппаратура
стала строиться на использовании бескорпусной элемент-
ной базы при изготовлении интегральных сборок собствен-
ной разработки.
Создан сложный многофункциональный телеметрический
комплекс для международной космической станции, где при-
меняются около 600 телеметрических приборов разработки Ин-
ститута. В 2004-2005 гг. прошли испытания системы РТС-Ц для
новой космической ракеты «Союз-2». Проведена модернизация
телеметрической системы БИТС-2Ц-7, применяемая на КА дис-
танционного зондирования Земли разработки ГНПРКЦ «ЦСКБ
«Прогресс».
В рамках модернизации грузовых и транспортных ко-
раблей «Прогресс-М» и «Союз-ТМА», проводимой пред-
приятием РКК «Энергия» им. С.П.Королева, Институтом
взамен ранее применявшейся системы БР9ЦУ-3 разра-
ботана новая малогабаритная бортовая информационная
телеметрическая система МБИТС-ТК, обладающая значи-
тельно сниженными массогабаритными и энергетически-
ми характеристиками.
В новых разработках используются магистральная
структура построения бортовой аппаратуры с мультиплекс-
ным каналом обмена данных, многократное увеличение
программной составляющей на этапах создания и эксплуа-
тации аппаратуры, повсеместное применение ПЭВМ в соста-
ве рабочих мест для регулировки и приемосдаточных испы-
таний приборов и комплексов, миниатюризация аппаратуры
за счет применения современной высокоинтегрированной
импортной и отечественной элементной базы.
В результате массогабаритные и энергетические пара-
метры бортовой аппаратуры снижены в 3-5 раз при одно-
временном увеличении срока активного существования
до 10-12 лет. Создан перспективный научно-технический
задел по разработке аппаратуры с учетом международных
стандартов и рекомендаций, в т. ч. с использованием тех-
нологии «система на кристалле». Разрабатывается специ-
ализированная аппаратура защиты информационных ре-
сурсов от несанкционированных воздействий, подсистема
видеонаблюдения с передачей видеоинформации в едином
телеметрическом потоке по линиям телекоммуникационных
систем.
Со времени создания первых телеметрических систем
в «Российских космических системах» особое внимание
уделяется вопросам совершенствования процессов об-
работки и представления телеметрической информации,
получаемой с борта ракет и космических аппаратов. Прой-
дено несколько этапов аппаратурной реализации наземных
и автоматизированных комплексов обработки, основанных
на использовании освоенных в стране средств вычисли-
тельной техники, в т. ч. система обработки ТМ-информации
СОИ-1 на базе ЭВМ М-6000, системы СТИ-90 и СТИ-90М на
базе ЭВМ М-222 и «Минск-32».
В «Российских космических системах» создана и вне-
дрена автоматизированная система информационно-теле-
метрической обработки, построенная на базе современных
ЭВМ нового поколения. Разработаны мобильные измери-
тельные пункты приема телеметрии, позволяющие заме-
нить ранее находящиеся в эксплуатации дорогостоящие
корабельные пункты.
145
ГЛАВА 5
Колл. а&т..
О роли ЦУП ФГУП ЦНИИмаш в обеспечении
управления полетами космических аппаратов
Создание и развитие средств обеспечения
управления космическими полетами
в НИИ-88/ЦНИИмаш
С развитием космической техники в СССР все более
важным становится вопрос управления полетами автомати-
ческих и пилотируемых космических аппаратов. Расширение
задач, решаемых космическими аппаратами и усложнение их
конструкции требовало обеспечения взаимной увязки бор-
товых и наземных средств и их взаимодействия в ходе по-
лета. Это обстоятельство привело к созданию уникальной и
всесторонне развитой наземной структуры управления по-
летом космических аппаратов, центром которой, в конечном
счете, стал подмосковный ЦУП. На первое место выступили
вопросы оперативной обработки измерительной и телеме-
трической информации, получаемой наземными станциями
слежения.
В этих условиях возникла насущная потребность в раз-
работке новых методов космической баллистики, существен-
ном повышении скорости обработки телеметрической ин-
формации, создании специализированных вычислительных
центров, оснащенных электронным оборудованием, позволя-
ющим автоматизировать эти процессы.
Начало формированию такого центра было положено
созданием вычислительного комплекса в НИИ-88. Датой рож-
дения Вычислительного центра НИИ-88 принято считать 3 ок-
тября 1960 г., когда приказом директора № 388-К было утверж-
дено его штатное расписание. Этому событию предшествовали
организационные решения в институте и отрасли, оказавшие
влияние на формирование структуры и задач будущего центра.
В созданный в 1957 г. отдел 10 динамики полета (руководи-
тель - А.Г.Пилютик) вошла группа молодых специалистов по
ФГУП ЦНИИмаш
вычислительной математике и электронике цифровых вычис-
лительных машин. Под руководством заместителя начальни-
ка отдела 10 МАКазанского усилиями этой группы в 1958 г.
в НИИ-88 была введена в эксплуатацию первая ЦВМ «Урал-1»
производительностью 100 операций в секунду и с оперативной
памятью на барабане емкостью 1024 слова. Она стала исполь-
зоваться для решения баллистических задач отдела 10 и науч-
но-исследовательских задач подразделений института.
С целью расширения вычислительной базы в НИИ-88 Сов-
мин СССР 13 мая 1959 г. принимает постановление о воз-
ведении корпуса счетно-вычислительного центра площадью
3000 кв. м. Его закладка состоялась 12 ноября 1959 г. При-
казом ГКОТ № 206 от 12 мая 1960 г. принимается решение
об организации в НИИ-88 вычислительного центра. Для этого
из отдела 10 выделяется группа специалистов и на ее основе
«...в целях своевременного ввода в эксплуатацию и обеспе-
чения вычислительных работ на ЭЦВМ для НИИ и КБ отрас-
ли...» формируется вычислительный центр в качестве само-
стоятельного подразделения. Исполняющим обязанности
главного инженера центра назначается М.А.Казанский. При-
каз о штатном расписании ВЦ включал только лаборатории
с сотрудниками по обслуживанию четырех новых ЦВМ и одно
подразделение математического обеспечения, в котором тру-
дились математики и программисты.
146
Глава 5
Решающий организационный вклад в создание ВЦ внес
Г.А.Тюлин - директор института в 1959-1961 гг. При нем
было начато строительство здания, проведено оснащение
ВЦ необходимым оборудованием. Еще в начальный период
создания ВЦ Г.А.Тюлин строил планы существенного рас-
ширения функций и преобразования его в координационно-
вычислительный центр. В дальнейшем, уже в ранге перво-
го заместителя министра общего машиностроения СССР, он
приложил немало усилий для создания отраслевого ЦУП на
базе именно КВЦ ЦНИИ машиностроения.
Решению вопроса о размещении отраслевого вычисли-
тельного центра на территории НИИ-88 (будущих КВЦ и ЦУП)
в значительной мере способствовали:
-	расположение центра вблизи столицы, где размещалось
руководство страны и возможность его оперативного инфор-
мирования о проведении летно-конструкторских испытаний
ракетно-космической техники, предоставление политическо-
му руководству и создателям ракетной и космической тех-
ники непосредственного доступа к источникам информации
для принятия решений в ходе ее обработки и в случае воз-
никновения нештатных ситуаций;
-	возможность организации каналов связи с удаленны-
ми регионами страны и всеми пунктами инфраструктуры
наземного комплекса управления; существенным под-
спорьем этому служила близость московского узла связи
с его большими возможностями по двустороннему обмену
информацией между НИПами и Центром в г. Калинингра-
де (прежнее название г. Королев) в реальном масштабе
времени;
-	возможность привлечения в условиях дефицита вре-
мени специалистов НИИ-88, организаций-разработчиков,
размещенных в Москве или Подмосковье, всего массива
технической документации для оперативного решения воз-
никающих вопросов;
-	близость к моделирующим и испытательным комплек-
сам НИИ-88, а впоследствии и Центрального КБ эксперимен-
тального машиностроения (в настоящее время ПАО «РКК
Энергия» им. С.П.Королева).
Расположение Центра в Подмосковье облегчало регули-
рование доступа к информации о космической деятельности
оборонного характера и позволяло наращивать необходимую
инфраструктуру без существенных ограничений площадей
под строительство новых сооружений.
Решать поставленные Г.А.Тюлиным задачи довелось уже
его преемнику на посту директора института Ю.А.Мозжорину,
обладавшему теоретическим, практическим и организацион-
ным опытом работы в этом направлении. В1956-1961 гг. под
научным и техническим руководством Ю.А.Мозжорина был
создан первый в мире командно-измерительный комплекс,
представлявший собой совокупность наземных средств обе-
спечения полета околоземных и межпланетных аппаратов.
Он руководил развернутым первоначально в НИИ-4 Мини-
стерства обороны координационным и вычислительным цен-
тром по наблюдению и управлению полетом искусственных
спутников Земли и пилотируемых кораблей, а впоследствии
принял самое активное участие в создании нового центра,
способного взять на себя решение всех задач, связанных
с управлением полетом КА.
Приказом директора НИИ-88 № 746к от 1 октября 1964 г.
Вычислительный центр был выделен из состава комплек-
са 1 в самостоятельное подразделение. Начальником ВЦ
был назначен М.А.Казанский, специализировавшийся в вы-
числительной технике и математике. Под руководством
М.А.Казанского в практику работ в институте стала активно
внедряться вычислительная техника. В 1966 г. за развитие
нового направления в управлении полетом КА он был удосто-
ен Ленинской премии.
По инициативе Ю.А.Мозжорина в НИИ-88 были разверну-
ты работы по обеспечению баллистических расчетов пусков
межконтинентальных баллистических ракет, решению задач
оперативного баллистического обеспечения полетов ИСЗ и
автоматических межпланетных станций. Решение этих задач
существенно отличается от научно-исследовательских и про-
ектных разработок и предъявляет более высокие требования
к программно-математическим и техническим средствам
в связи с необходимостью обеспечения максимально воз-
можных быстродействия и надежности проведения расчетов.
Такая работа могла быть выполнена только с участием мате-
матиков и высококлассных программистов.
Для выполнения этих работ в 1961 г. была создана ла-
боратория оперативной баллистики, которой было поручено
заняться разработкой и внедрением специальных алгорит-
мов, программного обеспечения и технологии проведения
оперативных расчетов в поддержку работ по баллистическо-
му направлению. Ю.А.Мозжорин уделял большое значение
проводимым работам, содействовал установке и укреплению
контактов сотрудников лаборатории с ведущими баллистика-
ми НИИ-4 и ОПМ АН СССР.
В то время в оперативных работах по баллистическому
обеспечению полетов КА были задействованы два центра.
Головным являлся баллистический центр НИИ-4 Министер-
ства обороны СССР (позднее БЦ ЦНИИКС МО). В качестве
дублирующего баллистического центра работы выполняла
под руководством М.В.Келдыша группа ученых и програм-
мистов Отделения прикладной математики Математического
института им. В.А.Стеклова АН СССР. ОПМ в 1966 г. получило
современное наименование - Институт прикладной матема-
тики, а с 1978 г. в связи с кончиной М.В.Келдыша ИПМ РАН
стал носить его имя.
За короткий срок лаборатория оперативной баллистики
смогла включиться в работу по обеспечению полетов пило-
тируемых КА и АМС на правах сначала дублирующего, а за-
тем, по ряду направлений, и головного баллистического цен-
тра ракетно-космической отрасли. Сотрудники лаборатории
внесли большой вклад в организацию работ по оперативной
баллистике, в разработку математических методов и их про-
граммного обеспечения.
Работы по проектной баллистике в отделе 10 НИИ-88
выполнял сектор космической баллистики и навигации под
руководством И.К.Бажинова, работавшего ранее в НИИ-4. За
участие в обосновании возможности и обеспечении запуска
первого искусственного спутника Земли он был удостоен Ле-
нинской премии. Сектор был образован в мае 1960 г. по пред-
ложению директора института Г.А.Тюлина. В секторе прово-
дились работы по баллистическому проектированию ИСЗ,
разработке схем полета на Луну и другие планеты, исследо-
147
ФГУП ЦНИИмаш
ванию точности определения орбит по различным составам
измерений, а также эволюции орбит и вопросов сведения с
орбиты КА. За короткое время коллективом были выполнены
важные работы:
-	обоснована целесообразность и эффективность ис-
пользования высокоэллиптических орбит с периодом обра-
щения КА ~12 часов для обеспечения круглосуточной связи
на территории СССР;
-	проведены исследования по выбору параметров ИСЗ
для космической геодезии;
-	обоснованы схемы полета к Луне и планетам;
-	заложены основы методов автономной навигации, по-
казана целесообразность использования двигателей малой
тяги на участке перелета к Луне и планетам.
Организационной структурой решения баллистических
задач является служба баллистико-навигационного обеспе-
чения (БНО) ЦУП. До 1985 г. службой БНО руководил лауреат
Ленинской и Государственной премий СССР, д.т.н., профес-
сор И.К.Бажинов. На этом посту его сменил лауреат Государ-
ственной премии СССР, д.т.н., профессор В.Н.Почукаев. С его
участием в последние годы успешно развиваются начатые
в ЦУП работы по внедрению технологий, использующих воз-
можности ГЛОНАСС/GPS, в системы баллистико-навигацион-
ного обеспечения полета КА.
С 2000 по 2010 г. баллистическое направление ЦУП воз-
главлял член-корр. РАН, заслуженный деятель науки РФ,
лауреат Государственной премии СССР и премии Правитель-
ства РФ, д.т.н., профессор Н.М.Иванов.
Результатом успешного проведения работ по оператив-
ному управлению полетом автоматической станции «Луна-4»
и пилотируемых кораблей «Восток-5» и «Восток-6» в апре-
ле 1963 г. стало решение Военно-промышленной комиссии
№ 236 от 10 октября 1963 г. о привлечении ВЦ НИИ-88 наряду
с другими вычислительными центрами страны к обработке и
анализу измерительной информации, поступающей с НИПов
и ракетных полигонов. По приказу Ю.А.Мозжорина в соответ-
ствии с этим решением и приказом ГКОТ выполнение работ
по баллистическому обеспечению полетов КА было поручено
комплексу № 1 НИИ-88. С осени 1963 г. ВЦ уже принимал из-
мерительную информацию с НИПов, обеспечивал обработку
траекторных измерений на ЦВМ и анализ оперативной теле-
метрической информации, поступавшей по циркуляру и теле-
графом. К этому времени коллектив ВЦ НИИ-88 насчитывал
около 400 сотрудников, более половины которых составляли
специалисты с высшим образованием, а средний возраст их
был 26-28 лет.
Баллистический центр на базе подразделений ВЦ и от-
дела 12 НИИ-88 привлекается к обеспечению полетов всех
запускаемых на тот период ИСЗ, АМС и пилотируемых кора-
блей. В целях повышения надежности принятия решений при
проведении оперативных работ было принято решение объ-
единить усилия специалистов-баллистиков основных орга-
низаций, участвующих в обеспечении полетов КА. Для этого
была образована Межведомственная главная баллистическая
группа, в состав которой вошли ведущие баллистики из ОКБ-1,
трех баллистических центров и наземного командно-измери-
тельного комплекса. Возглавил МГБГ начальник ЦНИИ КС МО
генерал-лейтенант Г.П.Мельников, научным руководителем
стал Президент АН СССР академик М.В.Келдыш. Основным
принципом работы МГБГ было формирование оперативной
группы МГБГ в зависимости от решаемых конкретным КА за-
дач с привлечением специалистов ОКБ - разработчика КА. При
этом в зависимости от целей полета определялся головной
баллистический центр и головная группа для баллистико-на-
вигационного обеспечения управления аппаратами этого типа.
С января 1964 г. ВЦ получает полномочия головного
баллистического центра по автоматическим ИСЗ и АМС,
а с октября 1964 г. - по баллистическому обеспечению по-
лета пилотируемого корабля «Восход-1». К этому времени
в НИИ-88 был создан и неоднократно обновлялся уникаль-
ный комплекс ЭВМ. Первоначально он базировался на двух
ЭВМ типа М-20 и двух М-50. В работе центра использовались
два полуавтоматических устройства ввода данных для при-
ема результатов траекторных измерений, поступающих с из-
мерительных пунктов.
В середине 1963 г. по окончании строительства 4-го эта-
жа корпуса 002 ВЦ принимается решение о размещении там
Зала отображения полетной информации для обеспечения
работы аппарата Госкомиссии по ЛКИ объектов космической
техники, ведущих специалистов и руководителей отрасли,
представителей Государственного комитета по оборонной
технике, Академии наук, партийного и правительственного
руководства. В зале была установлена система отображения
результатов обработки траекторных измерений, разработан-
ная в 1962-1963 гг. специалистами ЦКБ «Геофизика» ГКОТ и
ВЦ НИИ-88.
Система обеспечивала проекцию на центральном экра-
не размером 2 х 3 м географических карт и траектории по-
лета спутника, а его положение над земной поверхностью
представлялось в виде светящегося пятна. На двух экранах
меньшего размера, размещенных по обе стороны от основ-
ного, высвечивалась информация, характеризующая сопро-
вождаемый полет, а именно: схемы, таблицы, графические
изображения. Вычислительный центр осуществлял не только
обработку траекторных измерений и определение параме-
тров движения КА, но и обеспечивал радиосвязь с космонав-
том и телефонные переговоры со всеми задействованными
в управлении организациями, обеспечивал выход на прави-
тельственный коммутатор и ВЧ-связь.
Расширение задач ВЦ, в т. ч. по баллистическому обе-
спечению полетов, привело руководство НИИ-88 к необхо-
димости выделения БЦ из структуры комплекса 1 НИИ-88
в самостоятельное подразделение с непосредственным под-
чинением руководству института, что и было оформлено
приказом директора № 746 от 1 октября 1964 г. В то же время
реорганизация коснулась и баллистических подразделений
отдела 12 (руководитель - Л.Г.Головин) НИИ-88. В декабре
1964 г. был образован отдел 17 космической баллистики под
общим руководством И.К.Бажинова. В задачи отдела наряду
с исследованием перспектив развития ракетно-космической
техники и проектными исследованиями входила разработка
алгоритмов для БНО, программирование которых поручалось
подразделениям вычислительного Центра. В составе отдела
были лаборатории баллистики и навигации КА по наземным
измерениям, лаборатория автономной навигации, лаборато-
рия проектной баллистики.
148
Глава 5
Таким образом, в 1964—1965 гг. в НИИ-88 по направлению
космической баллистики работали специалисты лаборатории
оперативной баллистики (руководитель - В.Т.Гераскин) в ка-
честве одного из дублирующих баллистических центров для
проведения расчетов по оперативному баллистическому обе-
спечению управления полетом КА и отдел И.К.Бажинова со-
вместно с математиками лаборатории В.Т.Гераскина по раз-
работке методов программно-математического обеспечения
решения новых задач баллистического обеспечения полетов
перспективных КА, а также по исследованию перспектив раз-
вития РКТ научного и народно-хозяйственного назначения.
Расширение программы космических исследований
с помощью КА требовало объединения специалистов, зани-
мавшихся баллистическим проектированием, разработкой
оперативных алгоритмов, программированием и непосред-
ственным обеспечением оперативных работ в единое подраз-
деление. Это значительно повысило бы производительность
труда, ответственность и надежность проведения оператив-
ных работ. Перед руководством института в этот период была
поставлена задача создания Координационно-вычислитель-
ного центра. Создание мощного баллистического отдела,
способного решать новые вопросы развивающейся РКТ.
стало частью этой проблемы. Расширение задач и появле-
ние новых программ в освоении околоземного и дальнего
космоса, необходимость оптимизации управления полетом
космических аппаратов различного назначения, включающей
как широкое внедрение автоматизации в процессы сбора и
обработки телеметрической информации, так и решение все-
го комплекса баллистико-навигационных задач и связи, со-
действовали вскоре последовавшей реорганизации системы
управления полетами КА.
Приказом директора НИИ-88 Ю.А.Мозжорина № 24 от
30 июля 1965 г. на базе ВЦ НИИ-88 создается Координаци-
онно-вычислительный центр по информационному обеспе-
чению руководства и аппарата госкомиссий, обработке и
отображению информации при летно-конструкторских ис-
пытаниях пилотируемых кораблей и автоматических станций,
спутников научного и народно-хозяйственного назначения.
Его основным предназначением становится оперативное ин-
формирование руководства страны и отрасли, всех заинтере-
сованных служб и ведомств о ходе подготовки и выполнении
космического полета.
Вслед за этим приказами министра общего машиностро-
ения С.А. Афанасьева № 76-К от 2 августа 1965 г. и директора
НИИ-88 Ю.А.Мозжорина № 798-К от 21 сентября 1965 г. ру-
ководителем КВЦ был назначен к.т.н. А.В.Милицин - видный
специалист отделения № 5 института, начальник отдела раз-
работки средств автоматизации телеизмерений.
В 1965 г. в составе КВЦ был образован баллистический
отдел 82, основу которого составили отдел 17 И.К.Бажинова,
лаборатория оперативной баллистики и несколько програм-
мистов бывшего ВЦ. В новом отделе удалось с большей
эффективностью организовать работу специалистов по
проектной баллистике, разработке алгоритмов, программи-
рованию и проведению оперативных работ, что расширило
возможности использования сотрудников, значительно по-
высило производительность их труда. Начальником отдела
был назначен И.К.Бажинов. В состав отдела вошли лабо-
ратории оперативного БНО полетов автоматических КА на
Луну и другие планеты (руководитель - В.Т.Гераскин), под-
готовки обеспечения полетов пилотируемых КА на Луну (ру-
ководитель - Т.Д.Агеева), баллистического проектирования
(руководитель - Ц.В.Соловьев), автономной навигации (ру-
ководитель - В.И.Алешин), БНО ИСЗ и систем ИСЗ (руководи-
тель - Г.А.Колегов) и спуска КА (руководитель - Н.М.Иванов).
25 октября 1965 г. Постановлением ЦК КПСС и Совми-
на СССР № 840-302 институту было поручено строительство
и оснащение нового корпуса КВЦ общей площадью 20 тыс.
кв. м, а также утверждены сроки его ввода в эксплуатацию.
Он проектируется ИПРОМАШПРОМом (главный инженер
проекта - Б.Н.Черкасов) по разрабатываемым ведущими спе-
циалистами КВЦ техническим заданиям. Под руководством
А.В.Милицина новое здание КВЦ (корпус 022) строится, ос-
нащается самой передовой на то время вычислительной
техникой, средствами связи и уникальным комплексом ото-
бражения информации в главном и малом залах управления.
В коллективе разработчиков КВЦ общее руководство рабо-
тами осуществлял Б.И.Зобов, а основные технические направ-
ления вели А.И.Григоренко, В.Н.Антонцев - по вычислительно-
му комплексу, Л.С.Шибанов, Л.С.Целина, Н.П.Щербакова - по
средствам связи, В.К.Самсонов - по комплексу средств кол-
лективного и индивидуального отображения, созданию залов
управления, системы единого времени, оснащению служб орг-
техникой, ДАВорошилов и В.В.Титов занимались энергетикой
для Центра. Предстояло создать комплекс технических средств,
не имеющий аналогов в мире. У руководства Минобщемаша
было намерение поручить создание нового центра специали-
зированным организациям - НИИ-101 (В.С.Семенихин) и ОКБ
Ленинградского Политехнического института (Т.Н.Соколов).
В силу некоторых обстоятельств эти попытки остались без-
результатными, и функции главного конструктора пришлось
взять на себя коллективу специалистов КВЦ под руководством
А.В.Милицина. К тому времени он уже имел опыт руководства
созданием в НИИ-88 стендовых телеметрических систем, авто-
матизированной системы телеизмерений «ЭРА», первой систе-
мы автоматической обработки телеметрической информации
«Старт», системы «Лотос». За эти работы А.В.Милицин был на-
гражден орденом «Знак Почета» и удостоен Государственной
премии СССР.
Специалистами КВЦ решались вопросы архитектуры и
технического оснащения залов управления, размещения опе-
раторов в залах и группах поддержки, вывода информации на
индивидуальные средства отображения и большие экраны.
После рассмотрения различных вариантов построения залов
было принято решение о размещении операторов и руково-
дителей в двух различных по высоте уровнях, что обеспечи-
вало оптимальные условия работы для одних и возможность
оперативного получения информации для других при необхо-
димости выработки решений высоким руководством.
В КВЦ разрабатываются новые методы приема и обра-
ботки оперативной информации, ведется работа по созданию
коллективных и индивидуальных средств ее отображения.
Силами специалистов КВЦ в сотрудничестве с академически-
ми и отраслевыми институтами страны была разработана и
введена в эксплуатацию уникальная система выведения изо-
бражения на большие экраны из специального пластиката на
149
ФГУП ЦНИИмаш
основе линз Френеля, с надэкранным табло на электронном
управлении.
Одновременно была развернута работа по созданию си-
стемы единого времени с использованием атомного стандар-
та частоты для синхронизации вычислительных процессов
в центре с работой автономной системы контроля времени на
борту КА. Система обеспечивала отображение значений вре-
мени на экранах и их фиксацию в оперативных документах.
Она разрабатывалась при участии специалистов Всесоюзного
НИИ физико-технических и радиоизмерений (г. Зеленоград)
и изготавливалась в цехах опытного производства ЦНИИмаш.
В разработке индикаторной части системы, выпуске докумен-
тации на нее и введении в эксплуатацию участвовали сотруд-
ники отдела отображения информации КВЦ.
Ограниченные сроки создания КВЦ диктовали необходи-
мость одновременно со строительством корпуса и проклад-
кой линий связи обеспечить внедрение и незамедлительное
освоение новейших образцов вычислительной техники и тех-
ники, обеспечивающей контроль и управление полетом, а так-
же подготовку высококвалифицированных специалистов.
В последнем случае из ОКБ-1 на работу в КВЦ приглашались
опытные инженеры по обработке и анализу телеметрической
информации, из институтов и техникумов для работы при-
влекались молодые специалисты. Основу коллектива центра
образовала в те годы перспективная, образованная, жадная
до научного и технического поиска молодежь. Не было зна-
чительной разницы в возрасте между подчиненными и руко-
водителями подразделений. Особенностью научно-исследо-
вательских и оперативных работ являлось тогда стремление
молодежных производственных коллективов, охваченных
романтической идеей покорения космоса и интересами обе-
спечения обороноспособности страны, добиваться в кратчай-
шие сроки максимальных результатов. Большинство из них
впоследствии образовали преданный идее освоения около-
земного пространства сплоченный коллектив, специалисты
которого до сих пор, несмотря на возраст, продолжают от-
давать ЦУП свои знания и опыт.
КВЦ принял на себя функции центра послеполетной об-
работки телеметрической информации и данных научных
измерений с космических объектов разработки ОКБ-1 и НПО
им. С.А.Лавочкина. Между Щелковским НИП-14 и КВЦ была
проложена радиорелейная линия связи для передачи при-
нимаемой с борта космического аппарата телеметрической
информации.
В середине 1965 г. на основании решения коллегии Ми-
нобщемаша и уже известного приказа директора института
от 25 июня 1965 г. одновременно с указанием о преобразова-
нии ВЦ НИИ-88 в КВЦ было создано специальное подразделе-
ние, основной задачей которого являлось информирование
аппарата ЦК КПСС, Совета Министров СССР, Министерства
общего машиностроения СССР, Государственной комиссии
по проведению летно-конструкторских испытаний космиче-
ской техники, Президиума АН СССР и Совета «Интеркосмос»
о космической обстановке в СССР и за рубежом и о состоя-
нии запущенных космических объектов. Группа работающих
круглосуточно оперативных дежурных-информаторов пере-
давала, используя правительственные каналы связи, в рас-
поряжение ответственных лиц информацию о предстартовой
подготовке запускаемых объектов, об их выводе на орбиту и
динамических операциях в космосе. Информация поступала
непосредственно с космодрома и наземных пунктов слеже-
ния за полетом. Работа этой группы затрагивала полеты не
только отечественных космических аппаратов, но и космиче-
ских объектов США, в частности, в КВЦ велись прямые теле-
визионные репортажи о полетах американских астронавтов
на Луну.
Специалистами НИИ-88 было подготовлено специальное
«...решение об информационном обмене о ракетно-космиче-
ской обстановке между Министерствами обороны и общего
машиностроения». Следует заметить, что институт в те годы
в структуре Минобщемаша выполнял роль Головной органи-
зации в сложившейся Системе информации Головного мини-
стерства. Позднее, уже в 1980-е гг., в рамках этой системы
будет создано оперативное звено ГОСИ Минобщемаша, по-
лучившее наименование «Система оперативного дежурного
информирования руководства и специалистов центральных
органов власти и организаций, курирующих ракетно-косми-
ческий комплекс...». Эту задачу и выполняла Группа опера-
тивных дежурных ЦУП. В самостоятельном ранге СОДИ Ру-
ководства функционировала в структуре института до 2000 г.
Затем функция оперативного информирования руководства
передается образованному при Росавиакосмосе Центрально-
му информационному пункту.
В декабре 1970 г. новый Координационно-вычисли-
тельный центр ЦНИИмаш площадью 20 тыс. кв. м был сдан
в эксплуатацию. На тот год он располагал исключительным
по своему архитектурному и техническому решению Глав-
ным залом управления и малым залом для работы с объ-
ектами дальнего космоса, многочисленными помещениями
для групп поддержки, при этом обеспечивался один из ре-
шающих принципов работы операторов КВЦ - доступность
всей информации по управлению полетом КА на каждом из
300 мест их размещения. Посетившие КВЦ ведущие ученые
страны и в их числе академики В.М.Глушков, В.С.Семенихин и
В.А.Мельников дали высокую оценку проделанной работе по
строительству и техническому оснащению Центра.
После завершения работ по созданию Координацион-
но-вычислительного центра группа ведущих специалистов
КВЦ была отмечена Государственной премией СССР. Ее ла-
уреатами стали В.В.Бедринцев, А.С.Дубовицкий, Б.И.Зобов,
В.К.Самсонов, Л.С.Шибанов, А.И. Григоренко.
Численность коллектива КВЦ в I квартале 1971 г. состави-
ла 1195 человек, а средний возраст сотрудников не превышал
35 лет.
Несмотря на общую готовность к работам по управлению
полетом КА, КВЦ ЦНИИмаш с 1971 по 1973 г. выполнял функ-
ции в основном баллистического и информационного центра,
собирая у себя большое количество ведущих специалистов
космической отрасли, партийное и государственное руковод-
ство. Однако с 1973 г. положение стало меняться.
В 1972 г. между СССР и США было подписано соглаше-
ние о сотрудничестве в исследовании и использовании кос-
мического пространства в мирных целях. Этим соглашением
предусматривалось проведение в течение 1975 г. совмест-
ного полета советского космического корабля типа «Союз»
и американского космического корабля типа «Аполлон»
150
Глава 5
с их стыковкой на орбите и взаимным переходом космонав-
тов и астронавтов. Так родился экспериментальный проект
«Союз» - «Аполлон» - ЭПАС.
Для обеспечения реализации этого проекта 5 января
1973 г. выходит постановление ЦК КПСС и Совета Министров
СССР № 25-8, в котором выражается согласие с предложе-
нием МОМ и АН СССР об образовании на базе КВЦ совет-
ского Центра управления полетом пилотируемых кораблей
«Союз-М» с новым комплексом технических средств. Этим
же документом разрешался в виде исключения допуск
в СЦУП американских специалистов, участвующих в подго-
товке и проведении совместного космического эксперимента.
В соответствии с этим решением были выпущены приказы
МОМ СССР (№ 13 от 12 января 1973 г.) и директора ЦНИИмаш
(№ 2 от 25 января 1973 г.). Следующим важным документом,
определившим дальнейшую судьбу КВЦ НИИ-88, стало реше-
ние Военно-промышленной комиссии № 122 от 16 мая 1973 г.
(приказ МОМ СССР № 162 от 31 мая 1973 г.) по результатам
неудачного полета орбитальной станции «Салют-2». По нему
ВПК обязывала МОМ принять необходимые меры по уско-
рению подготовки ЦУП ЦНИИмаш к переходу на исполнение
всех функций по управлению полетом очередных пилотируе-
мых кораблей и орбитальных станций.
Первыми КА, управление которыми осуществлялось из
ЦУП, стали беспилотные корабли «Союз», модернизиро-
ванные под задачи программы ЭПАС. Они проходили лет-
но-конструкторские испытания под названием искусствен-
ных спутников Земли «Космос-638» и «Космос-672». Затем
была генеральная репетиция - полет пилотируемого корабля
«Союз-16» в декабре 1974 г. с космонавтами Филипченко и
Рукавишниковым. И, наконец, в июле 1975 г. - заключитель-
ная фаза проекта. «Рукопожатие на орбите» - так назвали
тогда встречу в космосе Алексея Леонова и Валерия Кубасова
с американскими астронавтами Томасом Стаффордом, До-
нальдом Слейтоном и Вэнсом Брандом. Программа совмест-
ного полета обоими экипажами была выполнена полностью.
Следует отметить, что на этапе развития КВЦ и создания
СЦУП с 1971 по 1975 г. Центр осуществлял баллистическое
обеспечение полетов КА научного и народно-хозяйственного
назначения, оперативную и послеполетную обработку теле-
метрической информации с КА серий «Космос», АМС «Луна»,
«Марс», «Венера», в ходе пилотируемых программ «Союз»,
ДОС и «Алмаз». Таким образом, в начале 1970-х гг. КВЦ уже
располагал развитой технической базой, обеспечивающей
высокий уровень автоматизации процесса управления по-
летом КА, соответствующим решаемым полетным задачам
программно-математическим обеспечением и квалифици-
рованными специалистами, способными обеспечить надеж-
ность и эффективность управления. Были сформированы
необходимые службы, отработано их взаимодействие как
в Центре, так и с внешними организациями. Управление по-
летами выполнялось по штатной схеме с размещением в КВЦ
Главной оперативной группы управления и специалистов
НКУ. Численность персонала ЦУП на 1 июля 1975 г. состав-
ляла 1960 человек.
Работа по обеспечению полета по программе ЭПАС по
существу была для специалистов Центра экзаменом на зре-
лость. Тогда впервые отрабатывалось взаимодействие назем-
ных служб управления разных стран (СССР и США), которое
нашло свое продолжение при выполнении совместных поле-
тов российских космонавтов и американских астронавтов на
станцию «Мир» и ныне успешно реализуется при совместном
управлении Международной космической станцией. Про-
грамма ЭПАС дала путевку в жизнь советскому Центру управ-
ления полетом. Уже ни у кого не появлялось сомнений в воз-
можностях и квалификации его сотрудников.
К тому времени ЦУП стал центром отраслевого значе-
ния, где уже были размещены оперативные службы Главного
конструктора космических аппаратов по анализу телеметри-
ческой информации, поступающей с борта космического ко-
рабля, Главная оперативная группа управления его полетом,
необходимые для главных конструкторов организаций-смеж-
ников специалисты, представители прессы, руководство от-
расли и высокие гости.
После выполнения программы ЭПАС ЦУП ЦНИИмаш
рассматривался в правительственных кругах, в ракетно-кос-
мическом и оборонном комплексе уже в качестве одного из
основных звеньев в организации управления космическими
объектами гражданского назначения. Он стал составной ча-
стью системы командно-измерительного комплекса страны.
Испытатели и управленцы организаций-разработчиков кос-
мической техники получили постоянную прописку в ЦУП и,
используя все предоставляемые возможности для плодот-
ворной работы, приступили к поэтапной реализации своих
масштабных проектов. Сотрудники ЦУП и разработчики тех-
ники наладили тесные деловые и производственные контак-
ты, постепенно формировалось ощущение уверенности в до-
стижении успеха и реализации все более грандиозных планов
в управлении космическими полетами как на околоземной
орбите, так и в дальнем космосе.
С этого времени обеспечение полетов всех космических
кораблей разработки НПО «Энергия» стало основным со-
держанием работы ЦУП. Осенью 1975 г. после завершения
экспедиционных полетов пилотируемых кораблей на ОС «Са-
лют-4» управление ею в автоматическом режиме было пере-
ведено с евпаторийского НИП-16 в подмосковный ЦУП.
Управление полетом корабля «Союз-22»
(В.Ф.Быковский, В.В.Аксенов), а также станцией «Са-
лют-6», запущенной 29 сентября 1977 г., уже полностью
выполнял ЦУП ЦНИИмаш. Долговременная пилотируемая
станция «Салют-6» функционировала около 5 лет и завер-
шила свою работу лишь в связи с запуском новой стан-
ции «Салют-7». ЦУП стал центральным звеном процесса
летной конструкторской отработки не только самих ОС,
но и транспортных космических кораблей. Начиная с по-
лета ОС «Салют-6» (29 сентября 1977 г. - 29 июля 1982 г.)
доставка грузов осуществлялась транспортно-грузовыми
кораблями «Прогресс». Тогда же начались полеты между-
народных экипажей, выполнялись выходы в космос, на-
ращивалась программа научных исследований на орбите.
Вместе с советскими космонавтами на станции побывали
представители Чехословакии, Польши, ГДР, Болгарии,
Венгрии, Вьетнама, Кубы, Монголии и Румынии. На стан-
ции «Салют-7», управление которой ЦУП обеспечивал
в 1982-1992 гг., тоже побывали иностранные космонав-
ты - граждане Франции и Индии.
151
ФГУП ЦНИИмаш
Одновременно ЦУП вел работы по другим программам.
Для управления полетами АМС для исследования Марса и
Венеры использовался специальный, четвертый по счету, зал
управления.
Баллистики центра, кроме управления полетом этих ап-
паратов, взяли на себя функции баллистического центра по
осуществлению полетов пилотируемых станций разработки
коллектива под руководством В.Н.Челомея, а также Голов-
ного баллистического центра, обеспечивающего управление
полетом большинства автоматических аппаратов научного и
народно-хозяйственного назначения.
В 1980-е гг. в ЦУП формируются общий подход к органи-
зации управления и его информационно-технического обе-
спечения. В дальнейшем в технологию его работы заклады-
ваются следующие основные принципы:
-	создание для обеспечения работы групп управления ти-
повых секторов управления на базе Главных залов для объек-
тов повышенной сложности и малых залов - для управления
объектами средней сложности;
-	максимальное использование универсальных техниче-
ских средств и унифицированных рабочих мест;
-	дублирование и резервирование вычислительных и
информационных средств в целях повышения надежно-
сти работы ЦУП и создания возможностей для замены и
обновления этих средств без нарушения процессов управ-
ления;
-	освоение и соблюдение требований отечественных и
международных стандартов при разработке и внедрении но-
вых программных и технических средств;
-	использование архитектуры программных и техниче-
ских средств, обеспечивающей постоянную модернизацию
ЦУП в целом.
В1975 г. СЦУП обеспечивал управление одним пилотиру-
емым кораблем, к 1986 г. - двумя пилотируемыми кораблями
и одной АМС в режиме непрерывной круглосуточной работы.
По своей технической оснащенности ЦУП середины 1980-х гг.
находился на уровне американских центров управления.
1986 год стал знаменателен для ЦУП тем. что успешным
запуском 20 февраля базового модуля было положено на-
чало строительству орбитального пилотируемого комплекса
«Мир». ОПК «Мир» явился логическим продолжением про-
граммы поэтапного освоения околоземного пространства.
Комплекс разрабатывался в соответствии с Постановлениями
ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 132-51 от 17 февраля
1976 г., № 1206-371 от 19 декабря 1981 г., № 3-2 от 2 января
1985 г., решением Комиссии Президиума Совета Министров
по военно-промышленным вопросам № 288 от 27 августа
1981 г. Был открыт важный этап в развитии космонавтики -
создание на основе модульного принципа и эксплуатация на
долговременной основе пилотируемого комплекса большой
массы и размерности. Модульное построение позволяло де-
лать гибкими не только программы научных исследований,
но и процессы поиска инженерно-конструкторских решений
по дальнейшему дооснащению космической станции. Базо-
вый блок располагал шестью стыковочными узлами и уже
сам по себе был пригоден к эксплуатации, мог обеспечивать
необходимые условия для длительной работы сменяемых
экипажей.
Под программу «Мир» в ЦУП были оборудованы Главный
зал управления и три малых оперативного назначения. Для
групп поддержки были предоставлены специально оборудо-
ванные рабочие помещения. Таким образом, управление по-
летом ОПК «Мир» велось из четырех залов управления: из
Главного зала - станцией «Мир», из трех других - транспорт-
ными пилотируемыми кораблями «Союз ТМ», грузовыми ко-
раблями «Прогресс-М», научными и другими специализиро-
ванными модулями.
Кроме основных, на станции «Мир» работали 16 экспеди-
ций посещения длительностью от недели до месяца, 15 из них
были международными с участием представителей Сирии,
Болгарии, Афганистана, Франции, Японии, Великобритании,
Австрии, Германии, Словакии и Европейского космического
агентства. По мере расширения международного сотрудниче-
ства в ходе эксплуатации ОПК «Мир» реализовывались про-
граммы «Антарес», «Альтаир», «Арагац», «Евромир», «Мир
- Шаттл», «Мир - НАСА» и др. Для обеспечения работы по
этим программам в ЦУП создавались и оснащались рабочие
места для консультативных групп иностранных специалистов.
Об объеме выполненных работ можно судить по следую-
щим цифрам: к ОПК «Мир» совершили полеты и стыковались
с ней 100 российских космических аппаратов, в их числе один
пилотируемый корабль серии «Союз Т», один беспилотный и
29 пилотируемых кораблей серии «Союз ТМ», 18 автоматиче-
ских грузовых кораблей серии «Прогресс», 43 корабля серии
«Прогресс-М» и три «Прогресс-М1», обеспечивалось функ-
ционирование орбитального комплекса в связке из 5 модулей
(«Квант», «Квант-2», «Кристалл», «Спектр» и «Природа»).
В феврале 1995 г. со станцией «Мир» совершил сближение
американский шаттл «Дискавери». Первая стыковка шаттла
со станцией была выполнена в июне того же года.
Совместные полеты на ОПК «Мир» российских космонав-
тов и иностранных астронавтов позволили приобрести опыт
одновременного выполнения нескольких международных
научных программ интегрированным экипажем. В ходе вы-
полнения программ «Мир - Шаттл» и «Мир - НАСА» была
проведена отработка технологии совместного управления
пилотируемыми космическими объектами двух стран из двух
Центров управления: из российского в Калининграде под
Москвой и американского в Хьюстоне (штат Техас). На стан-
ции «Мир» работали 28 длительных основных экспедиций,
в составе которых участвовали 35 российских космонавтов,
7 астронавтов США и по одному от ЕКА и Франции.
Свидетельством тому, что со временем российская стан-
ция стала использоваться в качестве полигона для отработки
взаимодействия международных экипажей, является факт,
что с 27 марта 1996 г. по 8 июня 1998 г. астронавты США
находились в режиме постоянного присутствия на ее борту.
Их суммарное время работы в составе экипажей основных
экспедиций составило 942 суток 6 часов 15 минут. Длитель-
ность полета станции «Мир» в пилотируемом режиме соста-
вила 4591 сутки (12 лет 7 месяцев). С 8 сентября 1989 г. по
28 августа 1999 г. орбитальная станция оставалась постоянно
обитаемой.
За время полета станции «Мир» по российской и между-
народным программам было проведено более 23 тыс. науч-
ных экспериментов и исследований. Многие из них не имели
152
Глава 5
аналогов в мире, например, наблюдение в рентгеновском
диапазоне вспышки Сверхновой звезды в Большом Магел-
лановом Облаке, регистрация всплесков заряженных ча-
стиц-предвестников землетрясений, длительное (до 10 лет)
экспонирование конструкционных материалов на внешней
поверхности станции и другие. Главными направлениями на-
учных исследований были астрофизика, геофизика, косми-
ческая технология, медицина, биология и биотехнология.
Длительный полет ОПК «Мир» предоставил широкие
возможности для совершенствования в ЦУП работы служ-
бы информирования общественности и обеспечения работы
представителей средств массовой информации. Ее основные
принципы были сформулированы, а методика взаимодей-
ствия с прессой, радио и телевидением отработана, конечно,
в более раннее время, когда перед директором института
Ю.А.Мозжориным, согласно вышедшему в 1968 г. постанов-
лению Совмина СССР, была поставлена задача обеспечения
пропаганды отечественных достижений в области космо-
навтики. Годом ранее в КВЦ по приказу Ю.А.Мозжорина от
31 мая 1967 г. с целью совершенствования системы управле-
ния КА создаются оперативные группы управления полетом.
В течение пяти лет ЦУП обеспечивал управление одно-
временно двумя станциями (от запуска базового блока ОПК
«Мир» до сведения станции «Салют-7» с орбиты). Причем на
этот же период пришлась заключительная фаза полета АМС
«Вега» к комете Галлея. Вслед за этим состоялись полеты авто-
матических межпланетных станций «Фобос» и корабля много-
разового использования «Буран». Управление всеми этими
объектами также осуществлялось из подмосковного ЦУП.
После запуска первого модуля МКС вновь возникла необ-
ходимость одновременного управления полетом двух орби-
тальных станций, поскольку ОПК «Мир» еще летал по орбите
и полеты космонавтов к нему продолжались. Работа по двум
пилотируемым программам длилась более двух лет.
Спустя 15 лет с начала эксплуатации ОПК «Мир» в связи
со значительным износом конструкции и оборудования стан-
ции все чаще стала заявлять о себе проблема обеспечения
безопасности полета экипажей. В связи с этим 30 декабря
2000 г. было выпущено постановление Правительства РФ
№ 1035, в соответствии с которым была образована меж-
ведомственная комиссия по обеспечению выполнения за-
ключительного этапа полета станции «Мир». На заседании
комиссии 11 января 2001 г. было принято решение об обра-
зовании рабочих групп для организации и координации работ
на завершающем этапе полета станции, в т. ч. его баллисти-
ко-навигационного и информационного обеспечения под
председательством директора ЦНИИмаш Н.А.Анфимова.
Перед сведением ОПК с орбиты был проведен цикл со-
вместных тренировок обеспечивающих служб ЦУП, Главной
оперативной группы управления и наземного комплекса
управления по отработке основных и сопутствующих им опе-
раций управления орбитальной станцией как предусмотрен-
ных программой полета, так и предполагаемых при возник-
новении нештатных ситуаций. Большая нагрузка на данном
этапе выпала на пресс-центр ЦУП, который информировал
руководство, отечественные и иностранные СМИ, предостав-
лял им оперативные сведения о завершающем этапе сведе-
ния ОС «Мир» с орбиты. Окончание эксплуатации станции
завершилось уникальной операцией: 23 марта 2001 г. был
выполнен управляемый спуск с орбиты самого крупного
в истории космонавтики объекта и его затопление в заданном
районе акватории Тихого океана.
Станция «Мир» стала своеобразным летным полигоном
для испытания в реальных условиях многих технических ре-
шений и технологических процессов, используемых сейчас
на Международной космической станции. Пятнадцатилетний
опыт обеспечения управления полетом ОПК «Мир» подтвер-
дил верность использованных организационно-технических
решений для дальнейшего развития ЦУП-М, позволивших
успешно выполнить обширную программу полета пилотируе-
мого комплекса и создать все необходимые предпосылки для
обеспечения выполнения последующих программ. Таким об-
разом, накопленный при управлении ОПК «Мир» опыт в пол-
ной мере используется сейчас при обеспечении эффективно-
го взаимодействия ЦУПов в Королеве и Хьюстоне.
Отдельную страницу в историю ЦУП вписали полеты АМС
к Луне, Венере, Марсу. Сначала ими управляли из Центра
дальней космической связи под Евпаторией, а затем управле-
ние аппаратами было передано в подмосковный ЦУП.
Особенно впечатляющим стало управление полетом двух
автоматических станций «Вега», траектория полета которых
пролегала первоначально к Венере. Десантировав на ее по-
верхность спускаемые аппараты, они затем совершали грави-
тационный маневр и продолжали свой путь к комете Галлея.
В успешном решении этой сложной задачи большая заслуга
ЦУПовских баллистиков. Мало того, реализовав программу
«Лоцман», они фактически предопределили успех европей-
ской программы исследования этой кометы. По результатам
пролета наших исследовательских зондов мимо ядра кометы
и уточнения ее параметров движения была скорректирова-
на траектория полета аппарата «Джотто» с учетом возмож-
ностей для наведения научной аппаратуры на исследуемый
объект и сбора информации.
27 января 1976 г. вышло постановление ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР № 132-51 о создании комплекса
«Энергия» - «Буран». Для управления многоразовым кора-
блем «Буран» в проекте постановления правительства пред-
усматривалось строительство двух ЦУПов. Один для прове-
дения его летно-конструкторской отработки - в ЦНИИмаш,
другой - в Голицыне на время его штатной эксплуатации. По
правительственному постановлению 1979 г. на территории
ЦНИИмаш предполагалось отвести под строительство Центра
управления полетом космической системы «Энергия» - «Бу-
ран» (ЦУП-Б) первоначально 10 тыс. кв. м общей площади.
Однако несколько позже она выросла чуть ли не вдвое - до
18 тыс. кв. м. Эскизный проект ЦУП-Б («ЦУП-Буран») раз-
рабатывался специалистами калининградского ЦУП и был
завершен в 1979 г. Им предусматривались не только этапы
строительства нового корпуса (корпус 100) с самостоятель-
ным залом управления и помещениями для групп ГОГУ, но и
последовательность работ по модернизации старых и ввода
новых программно-аппаратных средств.
ЦУП-Б строился с 1982 по 1986 г. Главный зал управле-
ния нового корпуса по своему архитектурному решению был
схож с ГЗУ прежнего ЦУП, но его техническое наполнение
отвечало уже гораздо более высоким требованиям. Проект-
153
ФГУП ЦНИИмаш
ным решением предусматривалось, что оба зала могли ду-
блировать друг друга. ЦУП-Б имел свою энергетическую базу,
использовал единые для обоих центров управления вычис-
лительные средства и каналы внешней связи. Решения ВПК
по техническому оснащению ЦУП-Б позволили также пере-
оснастить и ряд служб «мировского» ЦУП. За ним оставалось
обеспечение управления полетами орбитальных станций и
космических кораблей, в т. ч. в ходе международных косми-
ческих экспедиций.
Орбитальный полет КК «Буран» обеспечивался автомати-
зированной системой управления пуском и полетом. Основу
этой системы составляла сеть наземных и корабельных ко-
мандно-измерительных пунктов, связанных спутниковыми
и наземными каналами связи с ЦУПом. Информация с бор-
товой системы орбитального корабля в реальном масштабе
времени поступала непосредственно на рабочие терминалы
ведущих специалистов ЦУП, что позволяло оперативно при-
нимать решения при возникновении нештатной ситуации.
Общее быстродействие центрального ядра информационно-
вычислительного комплекса ЦУП, базирующегося на ЭВМ
четвертого поколения «Эльбрус», составляло около 100-106
операций в секунду, оперативная память - около 50 Мбайт,
внешняя память - около 2,5 Гбайт. Управление выдачей ин-
формации на коллективные средства отображения главного
зала ЦУП происходило через систему ЭВМ СМ-4, сопряжен-
ную с машинным вычислительным комплексом «Эльбрус».
Радиотехнический комплекс связи обеспечивал двусто-
ронний обмен информацией орбитального корабля с ЦУПом.
Для обеспечения связи через спутники-ретрансляторы ис-
пользовались специальные фазированные антенные решет-
ки, обеспечивавшие передачу сигнала при любой ориентации
корабля.
Система связи и передачи данных включала в себя сеть
наземных и спутниковых каналов с использованием геоста-
ционарных спутников-ретрансляторов «Радуга», «Горизонт»
и высокоэллиптического спутника-ретранслятора «Молния».
В спутниковой системе контроля и управления при первом
полете использовался один СР «Альтаир», установленный на
геостационарной орбите над Атлантическим океаном. Это по-
зволило расширить зону связи ОК с ЦУП до 45 мин на каждом
орбитальном витке. Для полета ОК «Буран» в ЦУП была пред-
усмотрена выдача на борт 160 массивов команд, из которых
16 требовались в штатном варианте полета, а остальные -
для парирования возможных нештатных ситуаций. Создание
комплекса вычислительных средств и разработка математи-
ческого обеспечения управления полетом выполнялись кол-
лективом ЦУП под руководством В.И.Лобачева.
Главным баллистическим центром на всех участках по-
лета от старта УРКТС «Энергия» до посадки орбитального
корабля «Буран» был определен баллистический центр ЦУП.
Баллистическое управление имело ряд существенных осо-
бенностей, которые предъявляли новые требования к мето-
дикам, алгоритмам и программам решения баллистических
задач, по сравнению с обеспечением полетов других косми-
ческих аппаратов, т. к. при управлении МКС «Буран» участки
выведения, спуска и посадки являлись активными, на кото-
рых ранее при полетах других КА баллистическое обеспече-
ние не осуществлялось.
Впервые в отечественной практике был отработан и ис-
пользован прямой обмен командно-программной инфор-
мацией между вычислительными средствами ЦУП и ОК
в реальном масштабе времени без предварительной записи
командной информации на станциях слежения. Для контроля
и управления полетом на участке спуска орбитального ком-
плекса привлекались радиотехническая система навигации,
посадки и управления воздушным движением «Вымпел»,
средства приема телеметрической и телевизионной инфор-
мации посадочного района и объединенный командно-дис-
петчерский пункт основного посадочного аэродрома. Вся
телеметрическая и траекторная информация ОК на участке
спуска передавалась в реальном масштабе времени в ЦУП.
За год до проведения пуска орбитального комплекса
«Буран» в ЦУП начались тренировки персонала управления
полетом. Они проводились в несколько этапов. В ходе под-
готовки к полету было проведено около 30 тренировок. Их
особенностью было привлечение средств и математическо-
го обеспечения ЦУП к испытаниям орбитального корабля на
технической позиции и посадочном комплексе. На первом
этапе тренировок основной состав персонала ЦУП отрабаты-
вал действия по управлению полетом при взаимодействии
с комплексно-моделирующим стендом, который позволял
отработать основной объем полетных операций без привле-
чения дорогостоящих реальных средств наземного комплек-
са управления и каналов связи. На втором этапе подготов-
ки службы ЦУП взаимодействовали с реальным наземным
комплексом управления, полигонным измерительным ком-
плексом и посадочным комплексом, региональной группой
управления посадкой по программе обмена данными первого
полета ОК. Третий этап тренировок совмещался с работами
на космодроме во время отработки связи с ОК через спутник-
ретранслятор спутниковой системы контроля и управления,
при комплексной отработке посадочных средств, при провер-
ках PH совместно с ОК на стартовом комплексе и при провер-
ках контрольного набора стартовой подготовки ОК.
Высокая надежность созданных средств автоматизиро-
ванной системы управления полетом, их предполетная авто-
номная отработка и комплексные испытания, большой объем
выполненных тренировок персонала управления полетом по-
зволили в первом двухвитковом беспилотном полете ОК всем
средствам НКУ и посадочного комплекса уверенно отрабо-
тать программу и заложить основу подготовки к управлению
при пилотируемых полетах.
Особо следует отметить, что выполняя громадный объ-
ем работ по подготовке к сложнейшей программе полета ОК
«Буран» (строительство нового корпуса, оснащение и подго-
товка залов управления, ввод новых комплексов, автономные
и комплексные тренировки персонала и др.) ЦУП-М одновре-
менно продолжал работы по программе полета ОПК «Мир».
Первый старт PH «Энергия» с весовым макетом 6Л был
проведен в мае 1987 г. Второй старт с выведением на орбиту
беспилотного корабля «Буран» в автоматическом режиме по
двухвитковой схеме со спуском на основной аэродром был
успешно осуществлен 15 ноября 1988 г. Но этот полет так и
остался единственным.
К январю 1986 г. коллектив ЦУП насчитывал около
1800 человек, средний возраст сотрудников - 38 лет.
154
Глава 5
С1998 г. бывший «бурановский» центр управления после
переоборудования и модернизации работает по программе
Международной космической станции.
МКС создавалась в соответствии с межправительствен-
ным соглашением России и США и постановлением Прави-
тельства РФ № 153 от 12 февраля 1997 г. Ее создание явилось
новым принципиально важным шагом в области пилотируе-
мой космонавтики не только в связи с международным ха-
рактером этой программы, но также в силу основной задачи
этого проекта - максимально полному целевому использо-
ванию МКС для выполнения программы научно-прикладных
исследований. Программа предусматривает разработку но-
вых космических технологий, проведение астрофизический
наблюдений, мониторинг поверхности Земли, проведение
медико-биологических исследований, производство новых
материалов и биопрепаратов в условиях невесомости, вы-
полнение научных экспериментов.
С российской стороны программа проведения НПИ на
российском сегменте МКС формируется Координационным
научно-техническим советом Роскосмоса и Российской ака-
демии наук.
Первый модуль станции - функционально-грузовой блок
«Заря» - был выведен на орбиту 20 ноября 1998 г., следую-
щий служебный модуль «Звезда» - 12 июля 2000 г., а 2 но-
ября 2000 г. станция стала постоянно обитаемой, т. е. на ее
борту, сменяя друг друга, постоянно работают экипажи, в со-
став которых входят российские космонавты и американские
астронавты, а также представители других стран, участвую-
щих в программе МКС.
В обычных условиях управление полетом МКС ведется из
двух центров одновременно - в подмосковном Королеве и аме-
риканском Хьюстоне. Каждый из этих центров управляет своим
сегментом станции. Кроме того, в обоих постоянно работают
группы специалистов другой страны, резервирующих работу
своих ЦУПов на случай экстремальных ситуаций, которые мо-
гут возникнуть в процессе управления орбитальной станцией.
Следует отметить, что за истекший период в подмосков-
ном ЦУП не случалось сбоев в управлении станцией. У амери-
канцев же проходило не все так гладко. Трижды из-за чрез-
вычайных обстоятельств, возникших на территории США,
управление всем комплексом МКС передавалось в россий-
ский ЦУП. В первом случае американский центр прекращал
свою работу из-за угрозы терактов в связи с трагическими
событиями 11 сентября 2001 г. Во втором - 3 октября 2002 г.,
когда через штат Техас проходил ураган «Лилли». Третий слу-
чай оказался самым продолжительным - с 22 по 27 сентября
2005 г. Тогда на Техас надвигался ураган «Рита». Персонал
своего Центра американцы эвакуировали, в т. ч. была эваку-
ирована работающая там группа российских специалистов.
В подмосковном ЦУП Хьюстонская группа поддержки пере-
шла с односменной работы на двухсменную, а после прибы-
тия подкрепления из США приступила к работе в три смены.
В такой ситуации дополнительная нагрузка ложилась на рос-
сийские средства связи, приема и обработки информации,
поступающей с МКС. Поэтому для повышения надежности
управления на тот период были задействованы дополнитель-
но и те средства, что обычно привлекаются для наиболее от-
ветственных полетных операций.
Организация оперативных работ в ЦУП.
Взаимодействие с Главной оперативной
группой управления и Наземным комплексом
управления
1973-1975 годы были отмечены активной подготовкой
КВЦ к выполнению первой масштабной международной пи-
лотируемой программы «Союз» - «Аполлон». Сложность и
ответственность ее выполнения потребовали не только нара-
щивания технических средств и математического обеспече-
ния, но и решения ряда организационных вопросов:
-	разработка и согласование документации по взаимо-
действию Центра с внешними организациями, участвующими
в выполнении программы;
-	создание и формирование оперативных служб и их опе-
ративных расчетов;
-	выпуск организационно-технической документации, ре-
гламентирующей работу служб при обеспечении управления
полетом.
Впервые были разработаны и утверждены положение
по организации работы обеспечивающих служб Центра, опе-
ративный расчет служб, должностные и рабочие инструкции
персонала, перечень нештатных ситуаций в работе служб
и т. д. Для организации этих работ была создана служба ор-
ганизации оперативных работ ЦУП.
Работа по обеспечению управления полетом корабля
«Союз-19» с космонавтами А.А.Леоновым и В.Н.Кубасовым
осуществлялась персоналом ГОГУ, НКУ и службами ЦУП
круглосуточно в три смены. Во время проведения совмест-
ного полета космических кораблей по программе ЭПАС с 15
по 21 июля 1975 г. СЦУП обеспечивал уже все функции по
управлению «Союзом», включая информационный обмен с
американским Центром управления полетом в г. Хьюстон
(США).
Особенностью управления пилотируемыми комплекса-
ми являлась продолжительность их эксплуатации, для чего
потребовалось перейти на многосменный круглосуточный
режим работы ЦУП, повысить надежность оборудования, ра-
ционально организовать труд во внутренних звеньях Центра
и обеспечить его четкое взаимодействие с внешними органи-
зациями, участвующими в управлении полетом. В это время
и была создана служба организации оперативных работ. Ее
основными задачами стали:
-	организация и координация работы служб ЦУП;
-	обеспечение оперативного взаимодействия служб ЦУП
между собой, а также с ГОГУ, НКУ и организациями, участву-
ющими в обеспечении управления полетом КА, включая вы-
пуск соответствующей документации;
-	распределение технических ресурсов, функциональный
контроль за работой средств ЦУП и НКУ;
-	подготовка, выпуск и корректировка оперативной тех-
нической документации, регламентирующей работу служб
ЦУП при обеспечении управления КА;
-	организация и проведение тренировок служб ЦУП, ру-
ководство службами ЦУП при проведении тренировок ЦУП -
ГОГУ - НКУ, в т. ч. с участием зарубежных центров управления;
-	разработка, согласование исходных данных и техни-
ческое проектирование секторов управления и помещений
155
ФГУП ЦНИИмаш
консультативных групп, включая их оснащение средствами
связи, отображения и вычислительной техникой;
-	организация учета, систематизации, разбора и анализа
замечаний, предъявленных в ходе оперативных работ к служ-
бам ЦУП и техническим средствам НКУ;
-	организация проведения планово-профилактических
работ технических средств ЦУП.
В 1977 г. на базе службы OOP был создан Командный
пункт Центра. С этого времени КПЦ является руководящим
органом ЦУП, предназначенным для непосредственного ру-
ководства службами ЦУП при подготовке и проведении тре-
нировок и оперативных работ, сбора и анализа замечаний по
работе служб ЦУП и контроля за их устранением, руководства
оперативными службами ЦУП при выходе из нештатных си-
туаций, обеспечения руководящих функций при взаимодей-
ствии организаций, участвующих в управлении, со службами
ЦУП по организационно-техническим вопросам и информи-
рования руководства ЦУП.
Учитывая, что ЦУП обеспечивает управление по несколь-
ким программам одновременно и сеансы связи с КА прово-
дятся постоянно, он организует свою работу круглосуточно
в четыре смены. Общая координация работы в смене обеспе-
чивается сменными руководителями центра из КПЦ, оборудо-
ванного необходимыми видами связи, вычислительной тех-
никой и средствами отображения поступающей информации.
КПЦ взаимодействует с несколькими Главными опера-
тивными группами управления, находящимися в ЦУП. ГОГУ
выделяются залы управления и помещения для групп под-
держки, оснащенные средствами связи, отображения, вы-
числительной техникой, каждому руководителю полетом
предоставляется циркулярная связь (ЦРП - циркуляр руково-
дителя полетом) для подготовки и проведения сеансов связи
с управляемым объектом.
Баллистико-навигационное обеспечение
полетов пилотируемых и автоматических КА
С момента образования КВЦ головную роль по БНО ИСЗ
серии «Протон», затем ИСЗ серии «Космос» и ИСЗ с аппара-
турой иностранных государств серии «Интеркосмос» выпол-
нял отдел 82 под руководством И.К.Бажинова. Все эти ИСЗ
были неманеврирующими, и задача БНО сводилась к опре-
делению орбиты, прогнозированию движения и расчету бал-
листической информации. Управление этими КА производи-
лось из подмосковных командных пунктов.
Одновременно с этим БЦ ЦНИИмаш поручалась дублиру-
ющая роль по пилотируемым космическим кораблям. Полеты
пилотируемых кораблей типа «Союз» со стыковкой на орбите
начались с 1967 г. Баллистическая схема первых стыковок
была достаточно простой. Первый космический корабль за-
пускался на орбиту суточной кратности с тем, чтобы пример-
но через сутки пройти над полигоном старта. В этот момент
запускался второй КК, который сразу после выведения на
орбиту попадал в зону действия автономных средств сближе-
ния первого КК. Сближение с помощью автономных средств
осуществлялось по методу параллельного наведения.
Реализация такой схемы была достаточно напряженной
для космонавтов и для всех служб управления. Кроме того,
из-за больших ошибок выведения невозможно было сфор-
мировать исходную траекторию для автономного наведения,
оптимальную по затратам топлива. Поэтому специалисты
баллистического отдела ОКБ-1 при проектировании орби-
тальной станции «Салют» предложили другую схему сближе-
ния. Стыковка корабля, выводимого к станции, назначалась
не сразу после выведения, а через сутки. Последующая эво-
люция этой схемы привела к двух- и более суточному ин-
тервалу между стартом и стыковкой. За это время корабль
подводится в зону действия автономных средств сближения
с помощью маневров дальнего наведения. Маневры дальнего
наведения проводятся в два цикла. В первом цикле, назнача-
емом сразу после старта, определяется орбита и проводится
первый маневр дальнего наведения. Во втором цикле новой
схемы маневрирования, назначаемом непосредственно перед
началом автономного сближения, сообщается второй маневр
дальнего наведения. В каждом цикле система управления
могла исполнять один или два импульса. Описанная схема
дальнего наведения КК к орбитальной станции с небольшими
модификациями используется и в настоящее время.
Баллистическим центрам предстояло решить задачу
определения величин и времени приложения импульсов,
минимизирующих затраты топлива и реализующих при-
цельную траекторию для автономного наведения. В то время
такие задачи в баллистических центрах не решались. Чтобы
их решить, необходимы были достаточно эффективные ал-
горитмы и достаточно мощные ЭВМ. Быстродействия ЦЭВМ
М-20, а затем и М-220 оказалось недостаточным. К 1970 г.
все баллистические центры перешли на использование са-
мой быстродействующей в то время ЭВМ БЭСМ-6. Однако
даже переход на БЭСМ-6 не обеспечил необходимого бы-
стродействия расчета маневров. В связи с этим в 1972 г.
в БЦ ЦНИИмаш была проведена фундаментальная замена
алгоритмов расчета маневров. Это позволило БЦ ЦНИИмаш
вырваться вперед в негласном соревновании с БЦ ЦНИИ КС
военного ведомства. Готовность БЦ ЦНИИмаш к БНО поле-
та орбитального комплекса «Салют» подтвердила комиссия
специалистов баллистиков от НПО «Энергия».
В 1973 г. головная роль по БНО ЭПАС поручалась БЦ
ЦНИИмаш, а дублирующая - БЦ ЦНИИКС и БЦ ИПМ. Отме-
тим, что при обеспечении программы ЭПАС ЦУП впервые
был территориально совмещен с головным БЦ. До этого
ЦУП ПКК размещался на НИП-16 (г. Евпатория), а головной
БЦ - в НИИ-4 МО (Болшево). Территориальное совмещение
создавало неоспоримые преимущества в управлении поле-
том. Поэтому территориальное совмещение ЦУП и голов-
ного БЦ было принято в дальнейшем в качестве основного
варианта.
При подготовке и обеспечении программы ЭПАС бал-
листикам впервые пришлось решать проблемы, связан-
ные с международным сотрудничеством в космосе. Это
касалось выработки единой модели гравитационного поля
Земли и модели верхней атмосферы, унификации термино-
логии, согласования единой системы координат, создания
четкого временного графика обмена информацией между
баллистическими Центрами СССР и США и многого другого
Кроме того, перед баллистиками был поставлены следую-
щие новые задачи:
156
Глава 5
-	сформировать заданную орбиту КК «Союз» к за-
данному моменту времени (начало 36-го витка полета);
корабль «Союз» в программе ЭПАС, образно говоря, вы-
полнял роль орбитальной станции, с которой сближался
корабль «Аполлон»;
-	преобразовывать начальные условия движения, полу-
ченные в головном ВЦ, в начальные условия для станций
слежения; задача возникла вследствие того, что на стан-
циях стояли ЭВМ сравнительно малой мощности, поэтому
модель движения для расчета на них целеуказаний была
упрощенной;
-	отображать баллистическую информацию на коллек-
тивные и индивидуальные средства отображения ЦУП; осо-
бенно много хлопот на тренировках доставляло т. н. венгер-
ское табло, установленное в Главном зале Управления.
Подготовка и успешное обеспечение пилотируемых по-
летов по программе ЭПАС и «Радуга» (международный
космический эксперимент по отработке методов и средств
многозонального фотографирования Земли для изучения
природных ресурсов и окружающей среды), а также успеш-
ное дублирование баллистического обеспечения полетов по
программе «Салют-4» значительно укрепили позиции ВЦ как
внутри КВЦ, так и у головного заказчика - НПО «Энергия».
Поэтому, когда было принято решение о передаче с 25 де-
кабря 1975 г. управления летающей беспилотной станцией
«Салют-4» и новой станцией «Салют-6» Центру управления
полетами ЦНИИмаш, никто уже не сомневался в том, что при
этом головную роль по БО необходимо передать БЦ ЦУП
ЦНИИмаш. С этого времени БЦ обеспечивал головную роль по
БНО пилотируемых станций «Салют-6», «Салют-7» и «Мир».
В 1974 г. отдел № 82 был разделен на два баллистиче-
ских подразделения. Новому отделу № 81 (руководитель -
Н.М.Иванов) поручался весь круг задач по БНО полетов КА
к Венере и Марсу, а также спуск всех КА на Землю, Луну и
планеты, за отделом № 82 (руководитель - И.К.Бажинов)
оставлено БНО полетов всех КА ближнего космоса и лунных
КА, кроме задач спуска с орбиты.
Баллистико-навигационное обеспечение
полетов КА ближнего космоса
Накопленный опыт БЦ ЦУП сначала в качестве дубли-
рующего, а затем головного БЦ при обеспечении полетов
пилотируемых орбитальных станций и стыкующихся к ней
пилотируемых космических кораблей, позволял с честью вы-
ходить из сложных нештатных ситуаций. Особо важную роль
в обеспечении надежности проводимых расчетов сыграла
практика дублирования вычислительных процессов незави-
симыми организациями. Эти организации создавали незави-
симые друг от друга алгоритмы на основании собственного
толкования документации Главного конструктора. Правиль-
ность алгоритмов проверялась совместно с разработчиками
системы управления в предпусковых тренировках. С этой це-
лью моделировались различные полетные ситуации, которые
«проигрывались» системой управления КА совместно с БЦ.
Много усилий было приложено баллистиками при
подготовке полета к орбитальной станции «Салют-7»
корабля «Союз Т-13», пилотируемого космонавтами
В.А.Джанибековым и В.П.Савиных в июне 1985 г. Перед бал-
листиками встала задача максимально увеличить точность
определения положения корабля относительно некоопери-
руемой («молчащей») станции. В процессе подготовки к БО
полета этого корабля были выбраны оптимальные схемы
сближения, варианты определения параметров орбит и от-
носительного движения, отлажено специальное ПМО по об-
работке навигационных измерений средств ЦККП. Созданы
методы расчета параметров маневров и прогноза движения
КА, учитывающие негравитационные возмущения орбиты,
возникающие при исполнении маневров и других динами-
ческих операций. Успешное решение задачи сближения КК
с некооперируемой станцией подтвердило правильность при-
нятых организационно-технических решений, проведенных
научно-методических обоснований, а также доработок ПМО.
В результате реанимации станции с середины сентября
1985 г. приступил к работе экипаж четвертой основной экс-
педиции, которая, к сожалению, была закончена досрочно и
часть научных экспериментов не была выполнена.
20 февраля 1986 г. на орбиту был выведен орбитальный
комплекс «Мир». Время старта комплекса было выбрано так,
чтобы плоскости «Мира» и станции «Салют-7» совпали для
возможности последующего перелета транспортного кора-
бля со станции «Мир» на «Салют-7». Цель такого перелета
была обусловлена необходимостью завершения части экспе-
риментов на станции «Салют-7». Реализация перелета была
выполнена с сохранением достаточного количества топлива
для обратного перелета (возвращения) с перемещением ча-
сти ценного оборудования на станцию «Мир». Перелет с ОК
«Мир» на станцию «Салют-7» и обратно был совершен в мае-
июне 1986 г. на КК «Союз Т-15», пилотируемом космонавта-
ми В.А.Соловьевым и Л.Д.Кизимом.
Драматические события развернулись при БО комплекса
«Мир» на заключительном этапе его полета. Задача сведения
с орбиты объекта большой массы (~130 т) и сложной конфи-
гурации ставилась перед специалистами впервые в мировой
космонавтике. Баллистикам ЦУП предстояло найти оптималь-
ную схему проведения маневров, потребные запасы топлива,
максимальную высоту, до которой можно было допустить
снижение ОК за счет естественного торможения атмосферой
без потери стабилизации комплекса, и решить ряд других
проблем. В результате серьезной научной дискуссии и все-
стороннего анализа сложившейся обстановки была принята
схема затопления комплекса с помощью модернизирован-
ного грузового корабля «Прогресс М-1» с повышенным за-
пасом топлива.
В качестве основного рабочего варианта была приня-
та следующая номинальная схема увода комплекса «Мир»
с орбиты. На первом этапе ОК в результате естественного
торможения снижается до высоты примерно 240-250 км.
Тормозные импульсы должны проводиться в районе орбиты,
противоположном области посадки. Число импульсов долж-
но быть не менее двух, в результате чего ОК должен выйти
на спусковую орбиту, где ему сообщается окончательный
тормозной импульс, после которого комплекс переходит на
траекторию спуска, входит в плотные слои атмосферы и раз-
рушается, а несгораемые элементы падают в выбранном рай-
оне Тихого океана.
157
ФГУП ЦНИИмаш
С учетом вновь и вновь появляющихся ограничений на
работу бортовых служебных систем и наземных средств
слежения после детальных исследований и обсуждений был
принят односуточный вариант спуска ОК «Мир» при полете
в режиме инерциальной ориентации. За сутки до проведения
динамических операций, 22 марта 2001 г., в зоне видимости
российских наземных станций слежения была выдана коман-
да на парирование угловой скорости ОК и перевод его в ре-
жим инерциальной ориентации. Кроме того, были заложены
данные на проведение импульсов на 15-м и 16-м суточных
витках 23 марта. При пересчете данных на последний маневр
на 1-м суточном витке по 13-14-му виткам особенно большое
значение имели данные о параметрах орбиты, полученные
с зарубежных станций слежения на «глухих» витках (6-12-й
суточные витки полета 23 марта). Третье, заключительное,
включение ДУ было решено проводить до полного выгора-
ния топлива.
При подготовке к управляемому сведению станции
«Мир» с орбиты ИСЗ баллистиками ЦУП был выполнен боль-
шой объем работ по организации кооперации и оперативного
взаимодействия с предприятиями и организациями различ-
ных ведомств (как российских, так и зарубежных), разработ-
ке и согласованию временных графиков совместных работ,
протоколов обмена и т. п. Кроме чисто баллистических задач,
на баллистиков была возложена задача информирования от-
ечественных и зарубежных СМИ. правительственных органов
и общественности о ходе подготовки и проведении самой
операции сведения ОК «Мир» с орбиты. Было подготовлено
и помещено на сайт ЦУП более 60 баллистических протоко-
лов с информацией о движении станции и подготовительных
операциях. Огромный объем выполненных подготовитель-
ных работ, тщательные исследования каждой нештатной си-
туации, выбор направлений действий в каждом конкретном
случае привели к требуемому итогу-успешному, безошибоч-
ному, точному решению поставленной уникальной задачи, не
имеющей мировых аналогов. Значимость и важность прове-
денных исследований и полученного опыта трудно переоце-
нить для дальнейшего развития космической деятельности.
Большой объем работ Баллистическим центром ЦНИИмаш
(в качестве головного) был проделан при подготовке и про-
ведении баллистического обеспечения полета многоразового
космического корабля «Буран», разработке новых методиче-
ских, программных и технических средств. Для оперативного
анализа полета сверхтяжелого носителя «Энергия» впервые
в баллистической практике была решена задача контроля
траектории его полета в реальном времени на участке выве-
дения на орбиту спутника.
В соответствии с решениями российско-американской
комиссии по энергетике и космосу от 2 сентября 1993 г. РКА
и NASA провели разработку детального плана по междуна-
родной космической станции. 1 ноября 1993 г. «Детальный
план работ по международной космической станции» за
подписями генерального директора РКА Ю.Н.Коптева и ад-
министратора Национального агентства по аэронавтике и ис-
следованию космического пространства Д.Голдинабыл пред-
ставлен правительствам России и США.
Баллистическое обеспечение полета МКС стало новым
этапом в развитии баллистической службы ЦУП. После ряда
технических встреч со специалистами Центра им. Л.Джонсо-
на (NASA, г. Хьюстон) были разработаны правила и графики
взаимодействия. Был определен состав и форматы обмена
информацией. Необходимо было также совместно с за-
рубежными коллегами провести серию тестирующих рас-
четов с целью согласования моделей движения. Поскольку
только российский сегмент МКС располагал средствами
управления движением центра масс, российскому ЦУП пред-
писывалось на всем протяжении функционирования станции
обеспечивать поддержание орбиты. Наличие в проекте стран-
партнеров выразилось в виде определенных требований к ор-
битальным условиям движения МКС, наиболее значимыми из
которых являлись следующие:
-	ограничение средней высоты орбит стыковок много-
разовых транспортных космических кораблей Space Shuttle,
доставлявших многотонные элементы конструкции станции;
-	сверхвысокая точность прогнозирования движения
станции на трехвитковом интервале при сближении с МКС
европейского автоматического грузового корабля;
-	высокая точность прогнозирования движения станции
на двух- и четырехнедельных интервалах для ЦУП в Центре
им. Л.Джонсона с целью определения временных границ при-
влечения спутников-ретрансляторов;
-	выполнение условий по расположению трассы МКС для
полетов МТКК после катастрофы шаттла «Колумбия».
Кроме того, российская сторона должна была в опера-
тивном режиме быть готова к реализации маневра уклонения
станции от космического «мусора» и обеспечивать при не-
обходимости понижение ее орбиты в случае нештатного вы-
ведения МТКК в период сборки. Проведение всех указанных
операций на МКС были возложены на баллистическую служ-
бу ЦУП ЦНИИмаш. Для выполнения указанных требований и
ограничений к орбите МКС в дополнение к апробированному
во время работы с ОК «Мир» программному обеспечению
были разработаны и введены в эксплуатацию совершенно
новые программно-математические средства решения бал-
листико-навигационных задач.
Важным этапом выполнения программы МКС явился по-
лет к станции первого европейского грузового корабля (ATV).
Требования к баллистическому обеспечению ATV привели
к необходимости детального исследования точности про-
гнозирования движения МКС в зависимости от длительности
прогноза и уровней солнечной активности и геомагнитной
возмущенности. Впервые было проведено программно-тех-
ническое сопряжение средств телеметрического и балли-
стического ИВК, обеспечившее передачу в контур баллисти-
ческого ИВК измерений системы автономной спутниковой
навигации, поступающей в ЦУП в составе телеметрической
информации с российского и американского сегментов МКС.
Это позволило использовать в контуре БНО перспективные
высокоточные измерения российской и американской систем
автономной навигации.
Для сопровождения программы полета МКС с учетом
всех требований и ограничений к параметрам орбиты стан-
ции и решения задачи оптимизации затрат топлива на под-
держание орбиты был разработан метод проектирования
схем управления движением центра масс станции. Было
создано и введено в эксплуатацию программное обеспече-
158
Глава 5
ние, которое позволяет проводить многомесячное прогнози-
рование движения станции и решать вопросы оптимального
управления движением станции. Оперативное использование
программных средств навигации и управления движением
центра масс КК и МКС без практиковавшегося ранее привле-
чения дублирующих центров привело к необходимости вне-
дрения средств внутреннего контроля для определения до-
стоверности и оптимальности полученных расчетных данных.
За 20 лет существования МКС (с ноября 1998 г. по ноябрь
2018 г.) к российскому сегменту МКС осуществили полет и
стыковку 130 КА, включая первый элемент МКС (ФГБ), слу-
жебный модуль, СО-1, МИМ-2, 55 пилотируемых кораблей и
5 европейских автоматических грузовых кораблей (ATV). За
этот же период при непосредственном контроле службы БНО
было выполнено 277 коррекций орбиты с целью поддержа-
ния высоты полета, подготовки баллистических условий для
обеспечения полета транспортных кораблей и уклонения от
космического «мусора», из которых 185 коррекций были про-
ведены средствами российского сегмента и 39 - с использо-
ванием ATV.
Баллистический центр ЦУП ЦНИИмаш обеспечивал полет
не только пилотируемых станций и кораблей, но и большого
количества автоматических ИСЗ, запускаемых в интересах
науки и народного хозяйства («Прогноз», «Гранат», «Астрон»,
«Интербол», «Океан», «Ресурс-П» и др.). У каждого из этих
ИСЗ были свои особенности, которые требовали разработки
соответствующего математического обеспечения.
Баллистико-навигационное обеспечение
полетов КА по лунной программе и в дальнем
космосе
Начиная с 1963 г. не было ни одного запуска аппаратов
к Луне или планетам, в которых Баллистический центр инсти-
тута не принимал бы участия. На этапе подготовки к их прове-
дению баллистиками проводился широкий круг исследований
по выбору схем полета, оптимальному расположению сеансов
измерений и их составу с точки зрения обеспечения необходи-
мой точности определения параметров движения, коррекции
параметров траектории, а также по спуску в атмосфере планет,
мягкой посадки на Луну, планеты, и мягкой посадки на Землю
при входе в ее атмосферу со второй космической скоростью.
Часть результатов этих исследований затем вошла составной
частью в эскизные проекты КА, разрабатываемые КБ - созда-
телями аппаратов. Следует отметить тесное и плодотворное
сотрудничество БЦ ЦНИИмаш с НПО им. Лавочкина, которое
с 1965 г. становится основным КБ по созданию аппаратов для
исследования Луны и планет. Именно баллистики ЦНИИмаш
возглавили хоздоговорную тему с НПО им. Лавочкина, в зада-
чу которой входило сопровождение всех работ НПО по соз-
данию и последующей эксплуатации КА среднего и дальнего
космоса. Эти же работы служили хорошей базой при разра-
ботке алгоритмов для задач БНО управления полетов КА, и за
сравнительно короткое время уровень подготовки нашего бал-
листического Центра для осуществления оперативных работ
сравнялся с уровнем баллистического Центра ИПМ. Поэтому
уже с 1970 г. институту поручается головная роль по БНО КА,
запускаемых к планетам.
С первых шагов начала космической эры начались ис-
следования ученых и конструкторов по выбору схем полета
и программ исследования Луны и планет. Эти программы на
первом этапе были достаточно просты. Их основной целью
было исследование пространства по трассе полета и вбли-
зи небесного тела, посадка (жесткая) на его поверхность и
исследование параметров атмосферы на участке спуска на
планеты. Для БНО управления полетом таких КА были разра-
ботаны алгоритмы и программные комплексы задач опреде-
ления и прогнозирования параметров движения по траектор-
ным измерениям, коррекции параметров траектории спуска.
При этом требования к точности эфемерид Луны и планет,
к параметрам траектории КА, определяемым по наземным
измерениям, удовлетворялись при использовании уравнений
движения теории Ньютона. Основное внимание на этом эта-
пе уделялось совершенствованию программных комплексов,
повышению их быстродействия на относительно «слабых»
ЭВМ начала 1960-х гг.
Однако со второй половины 1960-х гг. перед автомати-
ческими межпланетными станциями, запускаемыми к Луне и
планетам, ставятся все более сложные задачи, а именно:
-	осуществление мягкой посадки на Луну и планеты;
-	снятие и передача на Землю панорамы поверхности
этих небесных тел;
-	продолжение фотографирования обратной стороны
Луны, начатое КА «Луна-3» в октябре 1959 г.;
-	облет Луны и мягкая посадка аппарата на Землю, входя-
щего в атмосферу со второй космической скоростью;
-	исследование небесных тел с орбит их искусственных
спутников.
Соответственно, значительно расширяется и круг задач
БНО, повышаются требования к точности проведения расче-
тов. В моделях движения КА учитываются все более тонкие
эффекты (как, например, учитывается нецентральность гра-
витационных полей небесных тел), ведутся поиски методов
повышения точности интегрирования уравнений движения.
К началу 1970-х гг. перечисленный выше круг задач был
успешно решен. Так, в процессе полета аппаратов «Луна-4»
- «Луна-8» (1963-1965 гг.) было проведено исследование
окололунного пространства, экспериментальная отработка
систем астроориентации, управления бортовой радиоаппара-
турой и приборами автономного управления, а также отра-
ботка элементов мягкой посадки на поверхность Луны. Аппа-
рат «Луна-9» в феврале 1966 г. впервые в мире осуществил
мягкую посадку на Луну и передал панораму поверхности
в районе посадки, а КА «Луна-10» в апреле 1966 г. впервые
в мире выведен на орбиту искусственного спутника Луны.
Затем последующими запусками КА «Луна-11» - «Луна-15»
(1966-1969 гг.) был проведен широкий круг исследований
Луны и окололунного пространства с орбиты и искусствен-
ного спутника.
В процессе запусков АМС «Зонд-З» - «Зонд-8» (1965—
1970 гг.) успешно осуществлена программа фотографирова-
ния обратной стороны Луны, возвращения и баллистического
спуска со второй космической скоростью с посадкой в аква-
тории океана, а затем и впервые осуществленного управля-
емого спуска и мягкой посадки на Землю в заданный район
(«Зонд-6»). На этапе эскизного проектирования этих аппара-
159
ФГУП ЦНИИмаш
тов и при подготовке комплексов программ для БНО их по-
лета был проведен широкий круг научно-исследовательских
работ в части моделирования спуска при входе в атмосферу
со второй космической скоростью, влияния ошибок знания
параметров атмосферы на процесс спуска и на отклонение
точки посадки, а также проведена большая работа по уточне-
нию параметров атмосферы Земли.
Особо следует отметить работы по КА «Зонд-6». В ходе
проведения подготовки к запуску этого объекта баллисти-
ки ЦНИИмаш выявили принципиальные ошибки, допущен-
ные разработчиками при создании системы управления
спуском. Отрицательное заключение ЦНИИмаш получило
огромный резонанс в отрасли. Однако специально создан-
ная комиссия подтвердила выводы ЦНИИмаш, и запуск
объекта был отложен почти на полтора года для проведе-
ния доработок и устранения ошибок. Последующие успеш-
ные пуски «Зонд-6» - «Зонд-8» полностью подтвердили
правильность внесенных изменений в систему управления
спуском.
Большое внимание уделялось исследованиям по выбору
схем полета к Луне. Ставилась задача создания достаточно
простой и наглядной методики получения всех возможных
траекторий полета к Луне с целью посадки на нее, близкого
облета Луны и возвращения на Землю, а также для перехо-
да на орбиту спутника Луны. В результате этих исследований
была разработана эффективная методика, позволяющая
с достаточной точностью на этапе эскизного проектирования
получать весь класс возможных траекторий с учетом различ-
ных ограничений, и был выпущен атлас траекторий полета
к Луне, который используется в практике КБ.
Интенсивное исследование в этот же период планеты
Венера поставило перед баллистиками новые задачи. Были
разработаны методы, алгоритмы и программно-математи-
ческие комплексы обеспечения повышенных требований
точности подлета к планете, расчета движения спускаемо-
го аппарата в атмосфере Венеры, уточнения параметров
движения Венеры по радиолокационным измерениям.
Правильность разработанного БНО была подтверждена
при реализации ряда уникальных проектов. Так, станция
«Венера-3» в марте 1966 г. достигла поверхности планеты,
а спускаемый аппарат «Венера-4» (октябрь 1967 г.) впервые
в мире провел непосредственные измерения температуры,
давления и состава атмосферы Венеры. Эти данные были
переданы на Землю. Две следующие станции «Венера-5»
и «Венера-6», стартовавшие в январе 1969 г., продолжили
эти исследования. И, наконец, спускаемый аппарат станции
«Венера-7», стартовавший в августе 1970 г., впервые в мире
осуществил мягкую посадку на поверхность Венеры, и этим
было положено начало прямым экспериментам на поверх-
ности планет.
В 1970-е гг. перед АМС ставятся еще более сложные зада-
чи, в частности проведение экспериментов непосредственно
на поверхности Луны и планет, что влекло за собой постанов-
ку и разработку алгоритмов новых баллистических задач и
повышение требований к точности проведения расчетов. Для
обеспечения повышенных требований к точности в этот пери-
од большое внимание нашими баллистиками уделяется как
поиску и разработке более точных методов интегрирования
систем дифференциальных уравнений движения КА, так и
разработке математических моделей и методов решения за-
дач астродинамики, а именно:
-	уточнению эфемерид небесных тел (планет, их спутни-
ков, комет);
-	уточнению астрономических постоянных, влияющих на
параметры движения КА, в т. ч. гравитационных постоянных
для тел Солнечной системы, коэффициентов гравитацион-
ных полей Земли, Луны, планет назначения и их спутников;
-	уточнение параметров атмосферы Земли, Марса, Венеры.
Программа 4В2 (запуск в 1983 г. аппаратов «Венера-15»
и «Венера-16»), основной приоритетной задачей которой яв-
лялось картографирование Венеры с орбиты ИСВ с помощью
локаторов бокового обзора, потребовала значительной до-
работки созданных ранее программных комплексов матема-
тического моделирования условий полета, расчета необходи-
мых для управления баллистических параметров и уставок и
одновременно разработки новых комплексов для БНО съемки
поверхности Венеры. При этом основное внимание было уде-
лено повышению точности определения и прогнозирования
параметров движения, особенно на припланетном участке
и на орбите ИСВ, т. к. по сравнению с пусками АМС «Вене-
ра-9» - «Венера-14» требования к точности на этих участках
возросли примерно в 2-3 раза.
Как показали проведенные оценки, для удовлетворе-
ния этих требований необходимо было исключить влияние
на точность определения и прогнозирования параметров
движения КА, возмущающих ускорений негравитационного
происхождения (немоментная схема системы стабилизации,
утечки газа и т. п.). Были разработаны алгоритмы, учитыва-
ющие возмущение параметров движения КА при проведении
маневров и других операций. Кроме того, проведенные ис-
следования показали, что влияние негравитационных возму-
щений уменьшается при более раннем (на 7-10-е сутки поле-
та) проведении первой коррекции межпланетной траектории.
В результате была изменена для всех дальнейших АМС схема
проведения коррекций параметров движения.
Еще более жесткие требования к точности баллистико-
навигационного обеспечения предъявляла программа 5ВК
(запуски аппаратов «Вега-1» и «Вега-2» в 1984 г.), которая
успешно решила сложнейшую задачу - в рамках одной экспе-
диции провести исследование Венеры и кометы Галлея. При
пролете Венеры станциями «Вега-1» и «Вега-2» от них были
отделены спускаемые аппараты с аэростатными зондами, ко-
торые осуществляли большой объем научных исследований
атмосферы планеты. Баллистики контролировали движение
зондов в атмосфере Венеры, что позволило определить на-
правление и силу ветра.
После отделения СА с помощью активно-гравитационно-
го маневра КА были направлены к комете Галлея. Осущест-
вление такого маневра требовало высокой точности реали-
зации расстояния пролета Венеры, что баллистиками было
успешно решено.
В рамках проекта 5ВК был осуществлен и проект «Лоц-
ман» в интересах выполнения европейской программы
«Джотто». Европейские специалисты на стадии проектиро-
вания ошибочно предполагали, что к моменту сближения КА
с кометой параметры ее движения будут известны с высокой
160
Глава 5
точностью. Поэтому программа работы научной аппаратуры
была рассчитана на пролет КА на расстоянии не более 500 км
от ядра кометы. Однако точность определения эфемерид
по астрономическим наблюдениям составляла ~ 3000 км.
При прохождении АМС «Вега-1» и «Вега-2» вблизи кометы
(6 и 9 марта 1986 г. они вошли в газовую оболочку кометы и
прошли на расстоянии ~ 360 км от ядра кометы и выполнить
целевую задачу. Реализация проекта «Лоцман» осуществля-
лась при научно-техническом сотрудничестве «Интеркосмоса»
(СССР), Европейского космического агентства и НАСА (США).
Работа российских баллистиков получила высокую оценку
со стороны иностранных специалистов. Так, ЕКА наградило
российскую сторону Большой баллистической медалью.
К основным итогам при подготовке и выполнении про-
граммы 5ВК следует прежде всего отнести:
-	создание теории движения кометы Галлея, согласующей
астрометрические наблюдения на интервале более 200 лет
(1682 г., 1759 г., 1835 г. и 1910 г.) с современными наземны-
ми астрометрическими и бортовыми угловыми измерениями,
позволившей значительно повысить точность ее эфемерид;
-	разработку стратегии навигации КА, летящего к небес-
ному телу, параметры орбиты которого плохо известны и
уточняются в ходе полета;
-	разработку методики оперативного и высокоточного
определения параметров траектории КА по совокупности
традиционных траекторных измерений (дальности и ради-
кальной скорости) и данных, получаемых от американской
сети станций DSN. При этом следует отметить и успешную
реализацию международной кооперации по проведению
дифференциальных радиоинтерферометрических измере-
ний по КА «Вега».
Исключительной сложностью отличалось баллистико-на-
вигационное обеспечение полета АМС «Фобос» (старт в июле
1988 г.), которая была предназначена для исследования Мар-
са и его спутника Фобоса, в частности, уточнения их грави-
тационных постоянных. АМС «Фобос» являлась аппаратом
нового поколения, обеспечивающим возможность более
гибкого управления полетом, с реализацией различных ре-
жимов работы бортовых приборов вплоть до закладки новых
программных блоков в память БЦВМ непосредственно в ходе
полета. Для реализации научной программы «Фобос» было
необходимо обеспечить подлет КА к Фобосу, проход на рас-
стоянии единиц метров от него и последующий отлет. Для
этого было необходимо сформировать т. н. квазиспутнико-
вую орбиту КА относительно Фобоса. КА «Фобос» было не-
обходимо вывести на орбиту ИСМ с полуосью, равной полу-
оси орбиты Фобоса, но с отличным эксцентриситетом. В этом
случае относительное движение КА представляет собой эл-
липс, в центре которого находится Фобос, причем чем ближе
КА от Фобоса, тем меньше размер эллипса относительного
движения.
Формирование «квазиспутниковой» орбиты требовало
высокой точности знания эфемерид Фобоса и положения
КА относительно него. Для этих целей были разработаны
аналитическая модель движения Фобоса и методика опре-
деления относительного положения КА по телевизионным
изображениям небесного тела сложной формы, каким явля-
ется Фобос. Для приведения КА к Фобосу было необходимо
проведение серии маневров, схему которой приходилось
выбирать исходя из текущей реальной ситуации, что требо-
вало проведения большого объема баллистических расчетов
в условиях дефицита времени. В конечном итоге необходи-
мая «квазиспутниковая» орбита была создана. Формирова-
ние «квазиспутниковой» орбиты в шутку получило название
«упражнение для баллистиков».
Программа АМС «Фобос» потребовала как разработки
ряда новых алгоритмов для БНО, так и увеличения объема
баллистических расчетов примерно в 10 раз по сравнению
с такой сложной программой, как 5ВК.
Проведение научных исследований
по баллистическому обеспечению полетов КА
Как отмечалось выше, уникальной особенностью ра-
боты баллистиков ЦУП ЦНИИмаш является то, что они, по-
мимо оперативных работ, проводят работы по подготовке и
обеспечению полета космических аппаратов на всех этапах
их создания - от поисковых исследований и технических
предложений до разработки специальных методических и
программно-математических средств решения баллистиче-
ских задач и выполнения послеполетного анализа. Для каче-
ственного проведения этих работ требовались специалисты
по прикладной математике, астрономии, небесной механике,
динамике полета КА, теории вероятности, геодезии, физике,
ибо специфика работы баллистиков отдела требовала квали-
фицированного выполнения работ на каждом этапе и глубо-
ких знаний в перечисленных отраслях науки.
Разнообразные научные и практические задачи по про-
ектной баллистике, которые решал в 1960-1965 гг. сектор,
а затем отдел И.К.Бажинова, включая выполнение функций
дублирующего БЦ по всем космическим полетам, которую
в этот период выполняла лаборатория оперативной баллисти-
ки, повышали научный и практический кругозор и укрепляли
связи с научными и проектными организациями. После соз-
дания в 1965 г. в рамках КВЦ объединенного баллистического
отдела научная и практическая деятельность БЦ проходила
в тесном взаимодействии с баллистическими Центрами стра-
ны (ЦНИИ КС МО, ИПМ АН, ЦККП, в/ч 32103), проектными
организациями (НПО «Энергия», НПО им. Лавочкина, КБПМ,
ЦКБМ, КБ «Салют» и др.), военно-инженерными академиями
им. Дзержинского и Можайского. Приведем здесь кратко не-
которые итоги научной и практической деятельности коллек-
тива баллистиков ЦУП.
1.	Наблюдения за падением периода обращения первых
ИСЗ показали, что по этим данным возможно уточнение
плотности верхних слоев атмосферы. Именно баллистикам
(а не физикам) удалось создать по наблюдениям за эволю-
цией орбит низких ИСЗ несколько ГОСТов моделей верхней
атмосферы (1977 г., 1984 г., 1991 г.). В числе активных со-
исполнителей этих моделей был БЦ ЦНИИмаш (головной БЦ
ЦНИИ КС).
2.	Модели гравитационного поля Земли при расчете
движения низких ИСЗ вначале учитывали лишь зональные
гармоники. Это объяснялось тем, что учет тессеральных и
векториальных (долготных) гармоник существенно замедлял
скорость расчетов на используемых в то время маломощных
161
ФГУП ЦНИИмаш
ЭВМ М-20 и М-220. С такой моделью БЦ ЦНИИКС (головной) и
БЦ ЦНИИмаш (дублирующий) вышли в 1965 г. на БНО первых
ИСЗ «Молния-1». Первые же сравнения результатов прогно-
за параметров орбит ИСЗ с параметрами фактических орбит
показали существенные расхождения в периоде обращения
КА и времени прохождения аппаратом экватора. Дальнейший
послеполетный анализ результатов показал, что на орбиту
«Молния-1» оказывает резонансное влияние долготная гар-
моника с индексом «22». Работа сотрудников БЦ ЦНИИмаш
по изучению резонанса в движении ИСЗ «Молния-1» сразу
нашла признание и применение в головном БЦ и у будущих
разработчиков спутников связи (КБПМ, г. Красноярск).
3.	Большой вклад коллектив баллистиков внес в иссле-
дования нетрадиционных методов навигации КА, таких как
навигация по измерениям параметров магнитного и грави-
тационного полей Земли. Одно из устройств, реализующих
способ геомагнитной навигации, защищено авторским сви-
детельством.
4.	БЦ ЦНИИмаш первым из Баллистических центров за-
менил в 1972 г. традиционные изохронные разности в пара-
метрах относительного движения корабля и станции на изо-
угловые. Это позволило резко улучшить сходимость задач
расчета маневров дальнего наведения при больших началь-
ных фазовых расстояниях между кораблем и станцией.
5.	Для увеличения скорости расчета маневров формиро-
вания рабочей орбиты на больших интервалах маневрирова-
ния (свыше месяца) в БЦ ЦНИИмаш был внедрен метод про-
гнозирования средних элементов.
6.	Для минимизации энергетических затрат при расчетах
маневров дальнего наведения наряду с методом градиентно-
го спуска был внедрен выпуклый симплекс-метод (1987 г.).
Дальнейшее развитие идеи выпуклого симплекс-метода для
направленного поиска глобального минимума привело к ис-
пользованию метода ветвей и границ вместо традиционного
перебора времен приложения импульсов (1995 г.). Все это
позволило в несколько раз повысить быстродействие реша-
емых задач.
7.	В результате обработки большого объема навигацион-
ной информации, полученной при БНО ИСЛ, были построены
модель гравитационного поля Луны и численно-аналитиче-
ская теория движения ИСЛ.
8.	Был внедрен метод интегрирования Стеффенсена-Тей-
лора, который дает возможность выдерживать автоматиче-
ски любую заданную точность интегрирования на заданных
длительных временных интервалах и при этом обладает
большим быстродействием.
9.	При запусках станций к Венере в 1975 г. для продол-
жения исследований параметров атмосферы Венеры с пер-
вого в мире искусственного спутника, получения панорамы
снятой аппаратом, спускаемым на Венеру в районе посадки,
требования к точности расчета баллистических параметров
значительно возросли по сравнению с КА «Венера-3» - «Ве-
нера-8». Чтобы их удовлетворить, потребовалось уточнить
эфемериды Земли и Венеры по результатам радиолокации
Венеры, для чего были разработаны соответствующие ал-
горитмы и программы. Кроме того, в теории движения как
аппарата, так и планет были учтены эффекты общей теории
относительности.
Одним из важнейших направлений деятельности бал-
листиков в Центре управления полетами ЦНИИмаш яви-
лось решение задач, связанных с организацией входа КА
в атмосферу, их движения в ней и посадки аппаратов на
поверхность Земли и планет. Работы велись в тесном кон-
такте как со специалистами ЦНИИмаш в области аэрогазо-
динамики, теплообмена и тепловых процессов, управления,
надежности и др., так и со специалистами ведущих КБ-
разработчиков, институтов РАН и Министерства обороны.
При этом было принято участие в ряде совместных проектов
с ведущими авиационно-космическими фирмами США, За-
падной Европы, Китая.
Более чем за 50-летний период специалисты ЦУП по
баллистико-навигационному обеспечению спуска и посад-
ки пилотируемых и автоматических спускаемых аппаратов
провели широкий спектр научно-исследовательских и про-
ектно-баллистических работ практически во всех направле-
ниях, связанных с разработкой, созданием и эксплуатацией
всех типов спускаемых аппаратов: серий «Восток», «Восход»,
«Союз» (для спуска с околоземных орбит); серии «Зонд»
(при возвращении от Луны); серий «М» и «В» (для посадки
на Марс и Венеру); аппаратов гиперболического входа (при
возвращении марсианской экспедиции на Землю) и др.
Из числа важнейших направлений проведенных исследо-
ваний можно выделить:
-	проектно-баллистический анализ спускаемых аппаратов
различных классов и конфигураций, реализующих как вари-
ант прямой посадки, так и с выходом на орбиту искусствен-
ного спутника Земли или планеты;
-	разработку алгоритмов управления и синтез системы
управления спуском аппарата;
-	послеполетный анализ и анализ нештатных и аварий-
ных ситуаций (с моделированием действия реальных воз-
мущений на аппарат и с учетом движения его относительно
центра масс);
-	разработку методов оптимизации для нахождения
оптимальных траекторий снижения спускаемого аппарата
в атмосферах Земли и планет (при рассмотрении широкого
спектра критериев оптимизации, в т. ч. критерия нетрадици-
онного типа для определения минимального веса теплозащи-
ты аппарата);
-	разработку методик аэротермобаллистического иссле-
дования спускаемых аппаратов различных классов и конфи-
гураций для проведения сравнительного оперативного ана-
лиза аппаратов;
-	разработку приоритетных программно-математических
моделей и создание на их основе надежного программно-ма-
тематического обеспечения для проведения полного спектра
научных и проектно-баллистических исследований.
Из основных базовых результатов, полученных баллисти-
ками ЦУП, необходимо отметить, что были разработаны:
-	методология проектно-баллистического анализа как су-
ществующих, так и перспективных спускаемых аппаратов при
прямой посадке их на Землю и планеты и посадки с их орбит;
-	методология формирования алгоритмов управления
как для нахождения реализуемых оптимальных траекторий
снижения аппаратов, так и для синтеза системы управления
их спуском;
162
Глава 5
-	методология оперативного прогнозирования движения
спускаемого аппарата, основанная на использовании нового
аналитико-вычислительного метода интегрирования;
-	программно-математические комплексы для проведе-
ния исследований любого профиля в обеспечение создания
спускаемых аппаратов различных классов и конфигураций.
Полученные результаты отражены во множестве научных
публикаций (статьи, монографии) как в нашей стране, так и
за рубежом, внедрены в виде эскизных проектов перспектив-
ных спускаемых аппаратов для исследования Земли, Марса,
Венеры и Юпитера, а также технических предложений по соз-
данию таких аппаратов. В частности, наиболее известными
публикациями являются следующие монографии: «Навига-
ционное обеспечение полета орбитального комплекса «Са-
лют-6» - «Союз» - «Прогресс» (под редакцией акад. АН СССР
Б.Н.Петрова и д.т.н. И.К.Бажинова, выпущена изд. «Наука»
в 1985 г.) и «Наведение автоматических межпланетных стан-
ций» (авторы - д.т.н. Н.М.Иванов и д.т.н. В.С.Поляков, выпу-
щена изд. «Машиностроение» в 1987 г.). Кроме того, были
зарегистрированы десятки изобретений и авторских заявок.
В настоящее время разработанный методологический ап-
парат и созданное программно-математическое обеспечение
позволяют оперативно, надежно и уверенно решать практи-
чески любую задачу как в области спуска, так и управления
орбитальным движением КА различного назначения, вклю-
чая полеты космических комплексов сложной конфигурации.
Существенным достижением баллистиков ЦУП в обеспе-
чении полетов транспортных кораблей к МКС явилось вне-
дрение, начиная с августа 2012 г., в опытную эксплуатацию
четырехвитковой («быстрой») схемы сближения транспорт-
ных кораблей с МКС. Отработанная на кораблях «Прогресс»
«быстрая» схема сближения позволила с конца марта 2013 г.
перейти на 6-часовую продолжительность полета экипажа на
станцию. Дальнейшим развитием ускоренной доставки эки-
пажей экспедиций к МКС были реализованные двухвитковые
схемы сближения при полетах ТГК «Прогресс МС-09» и «Про-
гресс МС-11» в июле 2018 г. и апреле 2019 г. Применение
двухвитковой схемы сближения позволит в ближайшее вре-
мя сократить продолжительность полета экипажей на стан-
цию до 3,5 ч с момента старта.
Значителен вклад специалистов-баллистиков в фунда-
ментальные направления теоретической космонавтики, такие
как теория оптимального управления полетом КА, теория
движения КА в атмосфере Земли и планет, релятивистская
теория движения тел Солнечной системы, теория оптими-
зации процесса измерений, новые способы навигации КА,
теория системного проектирования и управления большими
системами.
Сектора управления КА НСЭН
С развитием космической отрасли продолжается и раз-
витие ЦУП ФГУП ЦНИИмаш. На момент выпуска приказа № 5
Федерального космического агентства от 30 января 2006 г.
о работах по созданию Центра ситуационного анализа коор-
динации и планирования в ЦУП ФГУП ЦНИИмаш был опыт
в подготовке и обеспечении управления космическими ап-
паратами «Океан-О», «Метеор-ЗМ», «Сич-1М», «Компас-2»,
«Ресурс-ДК1», КА «Фотон-М», КА «Коронас-Фотон», который
оказался крайне востребован при реализации мероприятий
приказа. Дальнейшие планы Федерального космического
агентства по наращиванию орбитальной группировки косми-
ческих аппаратов социально - экономического назначения
(КА НСЭН) и развитию наземного автоматизированного ком-
плекса управления КА НСЭН ставили перед ЦУП новые задачи
как при подготовке секторов управления перспективными КА,
так и при участии в проведении летных испытаний. Последу-
ющая эксплуатация космических комплексов потребовала от
ЦУП более тщательного отношения к выпуску рабочей кон-
структорской, программной и организационно-технической
документации.
Для задач развития НАКУ КА НСЭН в ЦУП было сформи-
ровано подразделение, которое продолжило развитие про-
ектирования, создания, испытания и эксплуатацию секторов
управления. Совместно с разработчиками и представителя-
ми главных конструкторов КА в подразделении велись под-
готовка персонала для выполнения операций управления
бортовыми системами КА, планирование и задействование
средств управления из состава НАКУ КА НСЭН. Руководил
этим подразделением к.т.н., член Академии космонавтики
Н.Л.Соколов.
Появление новых командно-измерительных систем из
состава наземного комплекса управления КА НСЭН требовало
от специалистов ЦУП освоения технологии управления этими
системами. От слаженных и грамотных действий специали-
стов ЦУП в период зоны радиовидимости КА средствами НКУ
зависела успешная реализация программы управления КА и
его целевого применения.
Начальная отработка технологии использования средств
НАКУ КА НСЭН осуществлялась при управлении КА «Стерх»
Работа с этим аппаратом позволила впервые применить
средства ЦСАКП, наземные станции КИС «Клен» на пункте
эксплуатации г. Железногорск Красноярского края и НС КИС
«Клен-М», расположенной в АО «РКС» (г. Москва).
Наряду с решаемыми задачами организации работ по
управлению КА НСЭН в ЦУП потребовалось развернуть ме-
роприятия по подготовке помещений для размещения сек-
торов управления перспективными космическими аппара-
тами, которые в соответствии с Федеральной космической
программой стояли в плане запусков. Среди них были КА
«Электро-Л», «Канопус-В», «Ресурс-П», «Обзор», космиче-
ские аппараты многофункциональной космической системы
ретрансляции «Луч». С этой целью в 2009 г. была проведена
масштабная реконструкция 5-го этажа 022 корпуса ЦУП под
размещение технических средств изделий ЦУП этих КА. Вме-
сте с тем для создания в ФГУП ЦНИИмаш пункта эксплуата-
ции с НС КИС «Клен-Р», входящего в состав НАКУ КА НСЭН
и используемого в работе наземного комплекса обеспечения
ретрансляции МКСР «Луч», потребовалось организовать ре-
конструкцию корпуса с установкой пилонов для монтажа ан-
тенных систем НС КИС «Клен-Р»: наземной станции ретран-
сляции с диаметром антенного «зеркала» 13 м и контрольных
станций диаметром 5 и 2 м соответственно.
Первым из секторов управления КА, размещенных в под-
готовленных помещениях корпуса начал свою работу сектор
управления КА «Электро-Л». В рамках начала летных испы-
163
ФГУП ЦНИИмаш
таний гелиогеофизического КК «Электро» космический ап-
парат «Электро-Л» был запущен в январе 2011 г. Подготовке
к данному пуску предшествовала работа не только по соз-
данию ЦУП КА «Электро» и оснащению сектора управления
техническими средствами, но и освоение совместно с пред-
ставителями предприятия разработчика КА (ныне АО «НПО
Лавочкина») технологии планирования и реализации сеансов
управления КА. Большое внимание было уделено органи-
зации анализа работоспособности бортовых систем КА, си-
стемного подхода к ведению журналов состояния бортовых
систем специалистами дежурных смен сектора управления
(ДЖС). Внедрялись инструменты первичной баллистики с
разработанным специальным программным обеспечением
для работы с КА «Электро-Л».
В декабре того же года стартовал и был успешно вы-
веден на геостационарную орбиту КА «Луч-5А». Перед за-
пуском этого КА в ЦУП проводилась подготовка как по
созданию ЦУП КА «Луч», так и ключевого элемента НКОР
- Центра управления ретрансляции и связи, особенностью
разработки которого заключалась в применении МКСР
«Луч» по предоставлению услуг ретрансляции и связи для
абонентов системы. Всего в составе космической системы
предполагалось использование трех КА МКСР «Луч» разра-
ботки АО «ИСС», разнесенных на ГСО для обеспечения пол-
ного покрытия зоной радиовидимости для всех абонентов
системы. В отличие от других спутников связи, абонентские
антенны бортовой аппаратуры КА «Луч» позволяют сопро-
вождать «низколетящий» КА, что требует определенной
технологии в реализации сеансов управления. В число на-
значений КА МКСР «Луч» входит ретрансляция информации
управления с НКА, а также телевизионной информации,
в первую очередь с PC МКС, ТГК и ПКК.
В 2015 г. в рамках летных испытаний МКСР «Луч» с КА
«Луч-5А», «Луч-5Б», «Луч-5В» осуществлялись тестовые се-
ансы ретрансляции, а также последующая реальная работа
с ТГК «Прогресс-МС» по программе PC МКС, оснащенных ап-
паратурой единой командно-телеметрической системы.
В 2016 г. впервые в истории российской космонавтики
произведена тестовая проверка ретрансляции телеметриче-
ской информации средствами МКСР «Луч» с PH «Союз 2.1а»
при выводе с космодрома Восточный космического аппарата
«Ломоносов». Тестовая телеметрия была успешно обработа-
на и принята в ЦУРС с последующим выводом результатов
обработки на коллективные средства отображения. Совмест-
но с АО «ОРКК» - «НИИ КП» предприятием- разработчиком
абонентской аппаратуры для PH и РБ шла подготовка к при-
ему телеметрической информации с РБ «Фрегат».
В тот же период средствами МКСР «Луч» проводятся ра-
боты по тестовой ретрансляции телевизионного контента и
передачи данных в обеспечение телемоста «космодром Бай-
конур - г. Хабаровск» для руководства ГК Роскосмос, осу-
ществляются тестовые сеансы ретрансляции станций ЕТРИС
ДЭЗ, информации от автоматических станций гидрометеоро-
логической системы Росгидромета, сигналов автоматических
радиобуев международной системы спасания «КОСПАС-САР-
САТ», корректирующих сигналов для глобальной навигаци-
онной системы ГЛОНАСС во взаимодействии с операторами
указанных систем.
Немаловажную роль ЦУП играл при защите частотно ор-
битального ресурса. В 2012 г. у Российской Федерации ис-
текал срок орбитального ресурса на ГСО в орбитальных по-
зициях 16°з. д., 95°в. д., 167°в. д., а у Республики Казахстан
- в 57°в. д. Для подтверждения и продления права на ука-
занные ОП необходимо физическое их занятие и подтверж-
дение этого путем излучения сигнала в требуемых диапазо-
нах частот в течение двух месяцев. Для решения этих задач
была вначале организована ретрансляция «точка-точка» на
г. Джезказган для Республики Казахстан через КА «Луч-5А»
с последующим его переводом в орбитальную позицию
95°в. д. с проведением аналогичных сеансов уже в интере-
сах Российской Федерации. Защита ОП 167°в. д. потребовала
срочного развертывания на Дальнем Востоке средств НКУ
под указанную орбитальную позицию, причем сделать это
требовалось в последние три месяца уходящего 2012 года.
Для решения задач управления был привлечен КИС «Клен-Д»
с АС П2500 МО РФ диаметром антенны 70 м, расположенной
в районе г. Уссурийск, использовавшихся для управления КА
«Спектр-Р» на высокоэллиптичной орбите. Данная АС ни разу
не использовалась для работы с КА на ГСО. Для задач БНО
также предполагалось использование средств МО РФ КИС
«Тамань-База». После согласования необходимых докумен-
тов по составу средств НКУ для управления КА в ОП 167°в. д.
был дан импульс на перевод КА и в ходе его дрейфа со ско-
ростью порядка 2° в сутки проводились испытания и отра-
ботка НКУ с целью достижения положительных результатов
для гарантированного торможения аппарата в требуемой ор-
битальной позиции. Также в ноябре 2012 г. был запущен КА
«Луч-5Б» и начались параллельно работы по приведению КА
«Луч-5Б» в позицию 16°з. д. и защиты в этой ОП частотно-
орбитального ресурса с привлечением КИС «Клен-Р» ФГУП
ЦНИИмаш. КА «Луч-5В» был запущен в апреле 2014 г. и вы-
веден в ОП 95°в. д.
С июля 2012 г. с момента запуска КА «Канопус-В» № 1
начал эксплуатироваться ЦУП «Канопус». Работы осущест-
влялись совместно с представителями головного предпри-
ятия разработчика НКУ АО «РКС», операции управления КА
совместно с представителями головного разработчика КА
АО «Корпорация «ВНИИЭМ». Штатная эксплуатация КК с КА
«Канопус-В» № 1 началась с января 2013 г. Одновременно
специалистами ЦУП осуществлялось совместное российско-
белорусское сотрудничество по управлению белорусским кос-
мическим аппаратом БКА. Не смотря на достаточно большой
приобретенный опыт управления бортовой аппаратурой КА на
подобной платформе, специалистам ЦУП приходилось решать
задачи по управлению выходящие за пределы, установленные
инструкциями по управлению в полете КА. В сентябре 2017 г.
были получены данные от АСПОС ОКП ФГУП ЦНИИмаш, в ко-
торых проведена оценка минимального расстояния между КА
«Канопус-В» № 1 и объектом «Икар» (0,081 км). По принятым
правилам сближение космических объектов менее чем на
0,01 км считается критически опасным сближением.
В целях предотвращения опасного сближения КА
«Канопус-В» № 1 и объект «Икар» было выпущено Совмест-
ное техническое решение Руководителя ОТР от ЦУП ФГУП
ЦНИИмаш и Технического руководителя ОТР от АО «Корпора-
ция «ВНИИЭМ» по осуществлению маневра уклонения.
164
Глава 5
В соответствии с техническим решением сектора главно-
го конструктора и подготовительными операциями к выпол-
нению маневра уклонения специалистами ЦУП были сплани-
рованы сеансы по коррекции орбиты КА «Канопус-В» № 1.
Планирование работ осуществлялось на фоне сложной гео-
магнитной обстановки (с 6 сентября 2017 г. КА «Канопус-В»
№ 1 был переведен в режим ориентации на Солнце (SAM) с
приостановкой целевого применения). Принимая во внима-
ние то, что отработка включения двигательной установки
КА производилась в режиме грубой ориентации в течение
первых 4 мин, после чего бортовая вычислительная система
переводила КА в режим ориентации на Солнце, отработка
коррекции (36 мин) проводилась вне зоны радиовидимости
КА в непредусмотренном для операций коррекции орбиты
режиме.
После проведенного маневра по данным полученным
от ГИАЦ АСПОС ОПК было зафиксировано расхождение КА
«Канопус-В» № 1 и объекта «Икар».
С решением подобных неординарных задач в ЦУП «Ка-
нопус» столкнуться с началом развертывания орбитальной
системы этих КА. В июле 2017 г. был запущен КА «Канопус-
В-ИК», а уже через полгода, в феврале 2018 г., были запуще-
ны КА «Канопус-В» № 3 и № 4, в том же году в декабре - КА
«Канопус-В» № 5 и № 6. Эти запуски потребовали значитель-
ного участия в доработке технических средств и программ-
ного обеспечения ЦУП КА «Канопус» специалистами ЦУП,
решения вопросов баллистико-навигационного обеспечения
при построении орбитальной системы ДЗЗ из шести КА со-
вместно с представителями головного разработчика КА АО
«Корпорация «ВНИИЭМ» и тематического заказчика НЦ ОМЗ.
Такая уникальная задача решалась впервые в истории рос-
сийской космонавтики.
Параллельно шло развитие и сектора управления КА
«Ресурс». С июня 2006 г. ЦУП осуществлял управление КА
«Ресурс-ДК1», что было предназначено для решения задач
дистанционного зондирования Земли. Аппарат применялся
в целях информационного обеспечения рационального при-
родопользования и хозяйственной деятельности, контроля
за состоянием источников загрязнения атмосферы, воды и
почвы, контроля чрезвычайных ситуаций техногенного и при-
родного характера, а также проведения фундаментальных
научных исследований проблем происхождения Вселенной
и возможности предсказания землетрясений. В составе НКУ
наземного комплекса управления этого КА использовались
средства Министерства обороны и привлекались средства
ЦУП ЦНИИмаш.
За период работы с КА «Ресурс-ДК1» сотрудниками ЦУП
были разработаны и реализованы программы по выходу из
нештатных ситуаций, что позволяло продолжать использова-
ние КА по целевому назначению. Действия персонала управ-
ления КА по парированию нештатных ситуаций получали вы-
сокую оценку руководства предприятия-разработчика КА АО
«РКЦ «Прогресс». В сентябре 2010 г. по согласованию с За-
казчиком космический аппарат был переведен на околокру-
говую орбиту (высота - около 570 км, наклонение - 70 град.)
для обеспечения максимально возможного продолжения
активного полета. С 2011 г. из-за сбоев в работе бортовой
аппаратуры на космическом аппарате, эксплуатирующемся
на тот момент почти 3 года за пределами гарантийного сро-
ка активного существования, неоднократно возникали не-
штатные ситуации, в т. ч. с потерей ориентации в условиях
неблагоприятной светотеневой обстановки на орбите. Ком-
плексное применение сотрудниками ЦУП совместно с пред-
ставителями предприятия разработчика КА отработанных
технологий управления и передовых технических решений
при создании КА, эффективная организация управления по-
зволяли более 8 лет обеспечивать применение по целевому
назначению КА «Ресурс-ДК1» при трехлетием гарантийном
сроке активного существования. Продолжение эксплуатации
КА «Ресурс-ДК1» за пределами гарантийного срока активно-
го существования, без сомнения, внесло достойный вклад
в развитие отечественной космонавтики, совершенствование
теории и практики создания КА дистанционного зондирова-
ния Земли. По Решению Госкорпорации «Роскосмос» № 8-р
от 1 марта 2016 г. «Об исключении КА «Ресурс-ДК1» № 1 из
состава орбитальной группировки» и Решением ОТР ГОГУ КА
«Ресурс-ДК1» № 1 № 625 от 2 марта 2016 г. прекратилась
летная эксплуатация КА «Ресурс-ДК1».
С июня 2013 г. ЦУП осуществлял управление КА
«Ресурс-П» № 1, предназначенным для наблюдения поверх-
ности Земли и передачи полученных данных по радиоканалу
на наземный комплекс планирования, приема, обработки и
распространения информации для широкого спектра целе-
вых задач в интересах заказчиков: МЧС России, Минтранса
России, Россельхоза, Росрыболовства, Росгидромета и дру-
гих потребителей, а также для использования в целях раз-
вития международного сотрудничества России в области
контроля и охраны окружающей среды и других актуальных
задач дистанционного зондирования Земли. При управле-
нии КА «Ресурс-П» № 1 в составе НКУ наземного комплекса
управления помимо средств Министерства обороны впервые
стали использоваться станции из состава НАКУ КА НСЭН и
измерений. Средства ЦУП ЦНИИмаш потребовали опреде-
ленных доработок, а главное - в составе НКУ появилось спе-
циальное программное информационно-телеметрического
обеспечение разработки ЦУП, задачей которого является вы-
деление всей необходимой полетной информации из потока
телеметрии и выдача ее в сектор управления (СПО ИТО).
Уже через год с использованием доработанных средств
ЦУП ЦНИИмаш и СПО ИТО специалисты ЦУП осуществляли
управление КА «Фотон-М» № 4, предназначенным для прове-
дения в условиях микрогравитации исследований в области
космической технологии и биотехнологии, обеспечивающих
получение новых знаний по физике невесомости, получение
отработанных технологических процессов производства по-
лупроводниковых материалов, биомедицинских препаратов
с улучшенными характеристиками. Всего на борту КА было
установлено 22 комплекта научной аппаратуры, среди био-
объектов - 5 гекконов, мухи-дрозофилы, семена растений и
микроорганизмы.
С декабря 2014 г. ЦУП приступил к работам по управле-
нию КА «Ресурс-П» № 2, предназначенным для решения за-
дач дистанционного зондирования земли, мониторинга судов
на основе регистрации сигналов автоматической идентифи-
кационной системы, а также проведения фундаментальных
научных исследований в космическом пространстве.
165
ФГУП ЦНИИмаш
Наращивание орбитальной группировки КА этого типа
требовало создания единого ЦУП для одновременного
управления не менее чем пятью космическими аппаратами.
Так, третий этаж корпуса был реконструирован для разме-
щения изделия ЕЦУП КС «Ресурс-П», в создании которого
специалисты ЦУП принимали активное участие. В 2015 г.
совместно с сотрудниками АО «НИИ ТП» были проведены
испытания и создан ЕЦУП КС «Ресурс-П» для управления
группировкой в составе КА «Ресурс-П» №1,2, 3. Началась
эксплуатация космической системы «Ресурс-П», предна-
значенной для высокодетального, детального широкопо-
лосного и гиперспектрального оптико-электронного наблю-
дения поверхности Земли с целью получения в масштабе
времени, близком к реальному, высокоинформативных
изображений в видимом диапазоне, в ближнем инфракрас-
ном диапазоне, в панхроматическом и мультиспектральных
диапазонах спектра с обеспечением оперативной доставки
информации по радиоканалу непосредственно на назем-
ные пункты приема для решения задач в интересах соци-
ально-экономического развития России и международного
сотрудничества.
В соответствии с Решением ГК «Роскосмос» № МХ-648-р
от 10 октября 2018 г. «Об исключении КА «Ресурс-П» № 2 из
состава орбитальной группировки» управление этим КА было
прекращено.
С февраля 2018 г. КА «Ресурс-П» № 3 находится на ис-
следовании генерального конструктора АО «РКЦ «Прогресс».
В ЦУП проводятся работы по подготовке к эксперименту по
передаче целевой информации по радиоканалу бортовой ин-
формационно-телеметрической системы.
В настоящее время ведется подготовка к управлению
перспективными КА ДЗЗ «Обзор-Р» № 1, «Ресурс-ПМ» и на-
учного КА «Бион-М» № 2.
Подходы к архитектуре построения технических средств
ЦУП КА НСЭН выбирались исходя из оптимальной экс-
плуатации ЦУП в составе КК после завершения его летных
испытаний. Вместе с этим существует ряд космических
аппаратов предназначенных для реализации научно-иссле-
довательских программ дальнего космоса. Эксплуатация
технических средств секторов управления таких КА имеет
особенности при организации технического обслуживания,
заключающейся в сравнительно долгом периоде летных ис-
пытаний. В 2016 г. ЦУП приступил к работе по подготовке
к управлению аппаратом фундаментальных космических
исследований «Спектр-РГ». В 2019 г. ЦУП «Спектр-РГ»
успешно прошел автономные испытания. Осваивается тех-
нология работы с наземными станциями дальнего космоса
«Кобальт-М-ФГ» с АС ТНА-1500, «Спектр-Х» с АС ТНА-57,
«Фобос» с АС П-2500.
С 2019 г. развертываются работы по созданию ЦУП
другого КА ФКИ «Луна-Глоб». Именно при формировании
технического задания на создание ЦУП КА «Луна-Глоб»
было принято решение ГК Роскосмос № МХ-356-р от
9 июня 2018 г. о порядке привлечения технических средств
из состава изделия базового ЦУП Роскосмоса, создавае-
мого для обеспечения управления всей орбитальной груп-
пировки космических аппаратов НСЭН ГК «Роскосмос» на
ближайшие годы.
Вычислительные и программные средства
ЦУП
Управление полетом автоматических и пилотируемых
космических аппаратов всегда выдвигало повышенные тре-
бования к скорости, точности и надежности обработки из-
мерительной и телеметрической информации, проведению
математических расчетов и выдаче управляющих команд на
борт космических аппаратов. В связи с этим в ЦУП всегда
использовались наиболее передовые решения в области вы-
числительных и программных средств.
Для обеспечения необходимых вычислений с требу-
емой производительностью и точностью в ЦУП вплоть
до 1990-х гг. применялись различные большие универсаль-
ные ЭВМ-мейнфреймы (mainframes). Это ЭВМ типа БЭСМ-6,
АС-6, «Эльбрус 1», «Эльбрус 2» и др. В конце 1980-х гг. в ЦУП
начали применяться первые персональные вычислительные
машины на основе процессоров 8086 и 8088.
На данном временном отрезке можно выделить следую-
щие стадии развития вычислительных средств в ЦУП:
-	1958 г. - введена в эксплуатацию первая ЦВМ «Урал-1»;
-	1960 г. - создан вычислительный центр, состоящий из
четырех ЦВМ «Урал-1»;
-	1964 г. - создан уникальный комплекс ЭВМ на базе двух
ЭВМ типа М-20 и двух М-50;
-	1970 г. - введены в эксплуатацию ЭВМ «Урал-11» и
БЭСМ-6;
-	1976 г. - введена в эксплуатацию ЭВМ М6000;
-	1977 г. - введен в эксплуатацию комплекс ЭВМ «АС-6 -
БЭСМ-6» и ЭВМ ПМ-6;
-	1983 г. - введены в эксплуатацию ЭВМ СМ-2М и СМ-
ПС2000;
-	1984 г. - введена в эксплуатацию ЭВМ «Эльбрус-1»;
введен в эксплуатацию комплекс периферийных устройств и
сети удаленных терминалов серии ЕС ЭВМ и ПЭВМ типа IBM
PC/AT;
-	1987 г. - введена в эксплуатацию ЭВМ «Эльбрус-2»;
-	1989 г. - введена в эксплуатацию ЭВМ СМ-1210.
На смену мейнфреймам с их уникальными операцион-
ными системами и программным обеспечением в 1990-е гг.
пришли серверы, рабочие станции и ПЭВМ, работающие
под управлением стандартных ОС типа UNIX и Windows. Эти
серверы и рабочие станции обладали более высокой про-
изводительностью и надежностью, чем упомянутые выше
мейнфреймы, но переход на них потребовал значительных
доработок ИВК ЦУП из-за несовместимости программно-
математического обеспечения. На данные платформы было
переведено все специальное программно-математическое
обеспечение ИВК ЦУП, в первую очередь основных ИВК, реа-
лизующих технологию управления КА: КИВК, ТМИВК и БИВК.
Данный процесс потребовал нескольких лет и больших тру-
дозатрат на создание практически заново всей информаци-
онной инфраструктуры ЦУП, СМО и средств управления ин-
формационной инфраструктурой.
В ЦУП в 1990-е гг. в качестве основной вычислительной
платформы были выбраны серверы и рабочие станции ком-
пании Hewlett Packard на базе процессорной архитектуры РА-
166
Глава 5
RISC под управлением ОС HP UX. В 2000-2008 гг. постепенно
выполнялся переход на использование серверов с процессо-
рами Intel Itanium под управлением ОС HP-UX, а также на ис-
пользование серверов с процессорами Intel Хеоп под управ-
лением ОС Windows.
В 2010 г. начался постепенный уход от использования
серверов с процессорами Intel Itanium в сторону серверов
и рабочих станций архитектуры х86-64, работающих под
управлением ОС Linux и Windows. В настоящее время в связи
с концепцией импортозамещения наметился переход на ис-
пользование отечественных вычислительных средств и от-
ечественного программного обеспечения.
Состав используемых в настоящее время в ЦУП вычисли-
тельных средств разнообразен и включает практически весь
спектр современных вычислительных средств - от «тонких»
клиентов до высокопроизводительных серверов и дисковых
массивов. То же можно сказать и об используемых программ-
ных средствах. Широко используются системы виртуализа-
ции на базе программного обеспечения VMWare vSphere, опе-
рационные системы Linux и Windows, СУБД Oracle Database,
PostgreSQL, Microsoft SQL Server и Firebird.
В каждом ИВК ЦУП и секторах управления КА НСЭН ис-
пользуются вычислительные средства, требуемые для вы-
полнения технологических задач по управлению КА, реша-
емых с помощью СМО как собственной разработки, так и
сторонних организаций.
Аппаратно-программные средства ЦУП интегрированы в
составе следующих основных комплексов:
-	командно-программного обеспечения;
-	телеметрического обеспечения;
-	баллистико-навигационного обеспечения;
-	индивидуальных средств отображения;
-	моделирования и информационного обеспечения полетов;
-	коллективных средств отображения;
-	системы единого времени;
-	связи;
-	информационных обменов;
-	автоматизированной системы предупреждения об опас-
ных ситуациях в околоземном космическом пространстве;
-	центра ситуационного анализа координации и планиро-
вания НАКУ КА НСЭН и измерений;
-	центра полезных нагрузок;
-	центра управления ретрансляцией и связью;
-	секторов управления пилотируемыми комплексами и
автоматическими КА;
-	секторов управления зарубежных партнеров;
-	обеспечения оперативных работ.
С помощью указанных комплексов успешно осуществля-
ется управление пилотируемыми и автоматическими КА.
В большинстве случаев в ЦУП при построении ИВК ис-
пользуется классическая трехуровневая схема, в которой ре-
ализованы следующие компоненты: АРМ оператора, сервер
приложений и сервер БД, однако присутствует и двухуров-
невая схема, когда вычислительные задачи решаются непо-
средственно на АРМ - рабочей станции или ПЭВМ, а данные
хранятся на сервере БД или файл-сервере. В редких случаях
используется одноуровневая схема, в которой и вычисли-
тельные задачи, и данные находятся на одной ПЭВМ.
Целями дальнейшего развития вычислительных и про-
граммных средств ЦУП являются:
-	повышение надежности функционирования средств для
обеспечения решения задач управления пилотируемыми и
автоматическими КА из ЦУП;
-	обеспечение необходимых условий для создания и раз-
вития АПС приема, обработки, хранения, представления и
распространения командно-программной, телеметрической,
баллистической, телевизионной, голосовой и других видов
информации для обеспечения управления пилотируемыми и
автоматическими КА из ЦУП;
-	снижение затрат на развитие и эксплуатацию вычисли-
тельных и программных средств ЦУП;
-	возможность обеспечения управления не менее чем
45 перспективными КА в дополнение к уже имеющимся КА.
Основными направлениями развития вычислительных и
программных средств ЦУП для достижения целей дальней-
шего развития являются:
-	консолидация вычислительных средств и систем хране-
ния данных в дата-центре ЦУП;
-	виртуализация вычислительных ресурсов и систем хра-
нения данных с целью устранения привязки пользователей
к конкретному оборудованию и рабочему месту, создание
многофункциональных рабочих мест и обеспечения возмож-
ности выделения ресурсов по запросу;
-	повышение надежности аппаратно-программных
средств;
-	переход на отечественное оборудование и программное
обеспечение;
-	снижение затрат на создание ЦУП КА.
Дата-центр ЦУП
Дата-центр ЦУП представляет собой комплекс инженер-
ной инфраструктуры, программных и аппаратных средств,
организационных процедур и человеческих ресурсов, пред-
назначенный для хранения, обработки и предоставления дан-
ных с требуемым уровнем качества. В настоящее время в ЦУП
создана первая площадки ДЦ с уровнем надежности Tier 3
международного стандарта TIA-942 (резервирование средств
комплекса инженерной инфраструктуры по схеме N+1 с воз-
можностью проведения ремонтных и регламентных работ без
остановки ИТ-сервисов).
Создание ДЦ в ЦУП позволило:
-	увеличить надежность аппаратно-программного обе-
спечения и сократить время простоев, создавать вычис-
лительные системы высокой готовности без единой точки
отказа, обеспечивающие круглосуточную работу в режиме
24 х 7 х 365;
-	сократить площадь помещений для размещения вычис-
лительных средств и затраты на поддержание работоспособ-
ности вычислительных средств;
-	сформировать технологический задел для обеспечения
управления перспективными КА;
-	обеспечить сокращение времени для развертывания но-
вых сервисов и приложений;
-	обеспечить наличие современной информационной и
телекоммуникационной инфраструктуры для внедрения ин-
формационных систем разработчиков сторонних организаций.
167
ФГУП ЦНИИмаш
Структурно ДЦ включает:
-	вычислительную инфраструктуру, включающую в себя
серверное оборудование, систему хранения данных, сред-
ства мониторинга и управления и обеспечивающую основные
функции дата-центра по обработке и хранению информации;
-	сетевую инфраструктуру, обеспечивающую взаимос-
вязь элементов дата-центра и передачу данных между ДЦ и
пользователями информации; сетевые средства комплекса
дата-центра объединены по принципу распределенного вир-
туального модульного шасси в единую логическую структу-
ру, обеспечивающую консолидацию уровней доступа и ядра
с резервированными межкомпонентными линиями связи;
-	комплекс технологических систем, обеспечивающий
нормальное функционирование основных систем дата-цен-
тра и состоящий из:
•	гермозоны со шкафами для размещения серверного и
сетевого оборудования;
•	структурированной кабельной системы;
•	системы контроля и управления доступом;
•	системы климатического контроля;
•	системы бесперебойного электропитания;
•	системы охранно-тревожной сигнализации;
•	системы видеоконтроля;
•	системы управления технологическими системами.
Основные параметры ДЦ:
-	ДЦ соответствует уровню Tier 3 стандарта TIA-942 (ре-
зервирование по схеме N+1, техническое обслуживание без
прерывания работы оборудования);
-	централизованная система управления и мониторинга
инженерным оборудованием дата-центра;
-	площадь гермозоны (машинного зала) -115 кв. м;
-	структурированная кабельная система обеспечивает
скорость передачи данных - до 10 ГБ/с;
-	возможность размещения не менее 320 единиц сервер-
ного оборудования;
-	система климатического контроля обеспечивает отвод
теплового излучения от оборудования - 480 кВт;
-	система бесперебойного питания подключена к СГЭП
ЦУП;
-	предел огнестойкости гермозоны - 60 мин.
Вычислительные средства ЦУП
Основным направлением развития серверных техноло-
гий в ЦУП является применение вычислительных платформ
с высокой степенью интеграции. Примером такой платформы
являются блэйд-системы, которые могут применяться для
сложных ресурсоемких вычислений (научные задачи, мате-
матическое моделирование, вычислительный поиск) и для
обслуживания большого числа пользователей (распределен-
ные базы данных, Интернет-сервисы и хостинг, серверы при-
ложений, файловые сервера и т. д.).
Физическая конструкция блэйд-систем предполагает
размещение блэйд-серверов в специальном шасси (полке),
и основным ее конструктивным элементом является объеди-
нительная панель. Объединительная панель разработана та-
ким образом, что она решает все задачи коммутации блэйд-
серверов с «внешним миром»: подача питания, подключения
к сетям Ethernet, сетям Fiber Channel, а также обеспечивает
взаимодействие по протоколу SAS (SCSI) с системами хра-
нения в том же шасси (дополнительные диски или ленты).
Шасси для блэйд-серверов также позволяет размещать в нем
необходимые коммутаторы Ethernet или Fibre Channel для
связи с внешними сетями.
Таким образом, блейд-система состоит из следующих
компонентов:
-	блэйд-серверы (фактически это обычные серверы
без блока питания, с пассивными радиаторами и без PCI-
разьемов - убраны все «лишние компоненты»);
-	корпус и пассивная объединительная панель (плата,
обеспечивающая коммутацию установленного оборудова-
ния);
-	системы питания и охлаждения (вентиляторы, блоки
питания);
-	внешние коммутационные устройства (Ethernet, FC,
Infiniband).
Главным преимуществом в этом случае является улуч-
шение управляемости серверов с более высокой степенью
автоматизации их обслуживания. Переход к серверной ин-
фраструктуре, построенной из блэйд-серверов, позволяет
реализовать интегрированное управление системой и отойти
от прежней схемы работы, когда каждому приложению вы-
делялся отдельный компьютер.
Блейд-системы являются крайне эффективным решени-
ем для экономии пространства в ДЦ, а также с точки зрения
консолидации и перехода к централизованному управлению
серверным парком как одним объектом и по мере роста на-
грузок увеличивать его вычислительную мощность, добавляя
новые блэйд-серверы. Помимо уменьшения занимаемой
площади в дата-центре, экономический эффект от перехода
на блэйд-серверы имеет еще несколько составляющих. По-
скольку в них входит меньше компонентов, чем в обычные
стоечные серверы, и они часто используют низковольтные
модели процессоров, то сокращаются требования к энерго-
обеспечению и охлаждению машин.
К преимуществам использования блэйд-систем относят-
ся уменьшение стоимости и повышение надежности системы
питания и охлаждения, сокращение количества коммутаци-
онных проводов, повышение удобства управления системой,
уменьшение занимаемого объема, уменьшение энергопотре-
бления и выделяемого тепла, высокая масштабируемость,
гибкость.
Блэйд-серверы принципиально отличаются от стоечных
серверов тем, что серверная полка имеет модуль управления.
Для блэйд-систем HP функции интеллектуального управле-
ния выполняет специальный модуль Onboard Administrator,
который отсутствует в стойках при размещении традицион-
ных серверов. Помимо этого, присутствуют средства монито-
ринга и управления питанием, коммутационными модулями
и средства быстрого развертывания системы. Кроме этого,
не требуются отдельные клавиатура, монитор и «мышь».
Серверы и инфраструктурные элементы в составе блэйд-
систем имеют меньший размер и занимают меньше места,
чем аналогичные стоечные решения, что помогает экономить
электроэнергию и пространство, выделенное для ИТ. Кроме
того, благодаря модульной архитектуре, они являются более
удобными во внедрении и обслуживании.
168
Глава 5
Важным дополнительным аргументом в пользу выбора
блэйд-систем явилось решение по консолидации системы
хранения данных, потому что одновременный переход на
блэйд-системы и консолидированное хранение данных имеет
то преимущество, что больше не требуется хранить большие
объемы данных во внешней памяти самих серверов.
Для выполнения требования преемственности вычисли-
тельных платформ, на которых эксплуатируется СМО ИВК
ЦУП, в качестве унифицированных вычислительных плат-
форм были использованы блейд-системы фирмы HP, кото-
рые позволяют обеспечивать работу СМО и БД комплексов
ЦУП в среде ОС HP-UX, Linux и Windows.
Серверы и инфраструктурные элементы в составе блэйд-
систем имеют меньший размер и занимают меньше места,
чем аналогичные стоечные решения, что помогает экономить
электроэнергию и пространство, выделенное для ВС. Кроме
того, благодаря модульной архитектуре, они являются более
удобными во внедрении и обслуживании.
Для решения задач модернизации ИВК в качестве базо-
вой использовалась архитектура на основе шести корзин HP
с7000 для создания вычислительной инфраструктуры, т. к.
она позволит обеспечить большую унификацию, плотность
размещения и удобство обслуживания оборудования, а также
снизит расходы на эксплуатацию. Кроме того, для инструмен-
тальных комплексов ЦУП были применены блэйд-системы на
основе корзины HP сЗООО.
Основные характеристики шасси блейд-системы HP
с7000 следующие:
-	корпус шасси для монтажа в шкаф 19", высота - не бо-
лее 10U;
-	возможность установки в шасси серверов-лезвий, мо-
дулей расширения для PCI-слотов серверов, дисковые мас-
сивы в любой комбинации;
-	возможность размещения 16 half-height или 8 full-height
лезвий в любой комбинации, включая модули расширения
PCI и дисковые массивы;
-	возможность установки не менее 6 модулей питания
1200W АС;
-	возможность установки не менее 10 активных охлажда-
ющих вентиляторов на задней панели шасси;
-	возможность установки не менее 8 слотов для комму-
никационных модулей, с возможностью установки Ethernet-
коммутаторов до 10 Гбит/с, iSCSI-коммутаторов до 10 Гбит/с,
FC-коммутаторов до 8 Гбит/с в любой комбинации;
-	наличие интерфейса iLO с разъемом RJ-45 и возможно-
стью удаленного мониторинга внутренних параметров шасси
и установленных в него лезвий;
-	наличие SFP-модулей для соединения с СХД по Fibre
Channel;
-	независимый интерфейс управления серверами;
-	средства температурного контроля и контроля электро-
питания.
При модернизации ВС ИВК ЦУП использовались:
-	вместо серверов и рабочих станций под управлением ОС
HP-UX для платформ HP РА Risk 9000 и HP гх 2660 - блэйд-
серверы HP Integrity BL860c i4 под управлением ОС HP UX/IA64;
-	вместо устаревших серверов и рабочих станций стан-
дартной архитектуры на базе процессора Intel х86 под управ-
лением ОС Windows и Linux - блэйд-серверы HP ProLiant
BL460c Gen8.
Это позволило адаптировать имеющееся СМО ИВК ЦУП
на новые платформы под управлением с минимальными по-
терями. При этом была проведена конвертация баз данных
из-за технологической разницы в архитектуре серверов, на-
ходящихся на текущий момент в эксплуатации, и серверов
новых поколений.
Применение блейд-систем HP с7000 и сЗООО позволило
обеспечить:
-	работу СМО и БД в среде ОС HP-UX, Linux и Windows;
-	преемственность вычислительных платформ, на кото-
рых эксплуатируется СМО ИВК ЦУП:
•	на базе процессоров типа Intel х86;
•	на базе процессоров типа HP PA-RISC;
•	на базе процессоров типа Intel Itanium;
-	возможность адаптации СМО ИВК ЦУП для работы на
новых технических средствах;
-	возможность виртуализации вычислительных ресурсов;
-	оптимизацию выделения ресурсов под новые задачи ЦУП.
Система централизованного хранения данных
Система централизованного хранения данных предна-
значена для хранения и предоставления гарантированного
доступа к большому объему данных (видео- и аудиоинфор-
мации, информации планирования и реализации программы
полета, командно-программной, телеметрической, баллисти-
ческой информации, текстов и кодов общего и специального
математического обеспечения и т. д.).
Основными элементами системы централизованного хра-
нения данных являются:
-	дисковые массивы;
-	средства резервного копирования;
-	сетевое оборудование SAN.
В течение многих лет система хранения данных (СХД)
в ЦУП была организованна таким образом, что информация
хранилась на локальных дисках, серверах и небольшом ко-
личестве СХД, подключенных непосредственно к серверам.
Такой подход привел к появлению большого количества от-
дельных, никак не связанных областей хранения данных.
Рост объемов данных, возросшие требования к надежно-
сти хранения и быстродействию доступа к данным привели
к отказу использующейся децентрализованной архитектуры
и внедрению централизованной системы хранения данных.
Реализованное в 2014-2015 гг. решение организации цен-
трализованной системы хранения данных имеет следующие
преимущества:
1)	Централизованное хранение данных:
-	эффективное использование дискового объема;
-	снижение расходов на администрирование;
-	предоставление требуемой производительности при ра-
боте с данными;
-	централизованное управление системой хранения дан-
ных;
-	уменьшение энергопотребления и компактное размеще-
ние оборудования.
2)	Надежность:
169
ФГУП ЦНИИмаш
-	уменьшение времени простоев для обслуживания;
-	гарантированный доступ к данным;
3)	Централизованное резервное копирование данных
-	сокращение времени стандартных процессов;
-	исключение ошибок операторов;
-	упрощение процедуры управления и хранения архивных
носителей;
-	снижение расходов на выполнение работ;
-	предотвращение несанкционированного доступа к слу-
жебной информации;
-	повышение скорости восстановления данных.
Использование в качестве основных дисковых массивов
продукты фирмы EMC VNX5500 и EMC VNX5400 позволило
быстро внедрить и успешно использовать современные тех-
нологии СХД повышающие эффективность хранения и про-
изводительность.
Дисковые массивы EMC VNX5500 и EMC VNX5400 пред-
ставляют собой модульные, высокопроизводительные
устройства, состоящее из контроллеров, дисковых полок,
серверов для файлового доступа и модулей подключения к
сетевым интерфейсам обеспечивающее:
-	два активных контроллера;
-	24 ГБ зеркалируемой cache-памяти первого уровня;
-	не менее 8 хост-портов стандартов FC-SW и FC-AL, с ав-
томатическим определением скоростей 2, 4 и 8 Гбит/с с воз-
можностью расширения;
-	возможность одновременной установки хост-портов FC-
SW, FC-AI, iSCSI и FCoE 10 Гб/с;
-	обеспечение файлового доступа по протоколам CIFS,
NFS средствами установленных в СХД файловых модулей (не
менее 2 модулей в комплекте);
-	дедупликация данных, предоставляемых по протоколам
файлового доступа:
-	возможность компрессии данных внутри тома;
-	не менее 2 шин со скоростью 6 Гб/с для подключения
дисковых полок;
-	установленное количество дисковых и SSD-накопителей,
обеспечивающих не менее чем:
•	62 ТБ «сырой» емкости на дисках SAS 900 ГБ
10000 оборотов в минуту;
•	250 ТБ «сырой» емкости на дисках NL-SAS 3 ТБ
7200 оборотов в минуту;
•	600 ГБ «сырой» емкости на дисках SSD 200 ГБ;
-	дисковая полка, вмещающая 15 3.5-дюймовых или 25
2.5-дюймовых дисков;
-	поддержку хранения контрольных сумм для каждого
блока данных на дисковом накопителе;
-	поддержку RAID 1,3, 5, 6,10;
-	расширяемость СХД не менее чем до 250 дисковых на-
копителей;
-	возможность использования всей или части дополни-
тельной кэш-памяти для хранения данных; возможность ис-
пользования всех или части SSD-дисков для увеличения до-
полнительной кэш-памяти;
-	защиту данных основной кэш-памяти на неограничен-
ное время при отключении электропитания;
-	автоматический перенос данных на основании настра-
иваемых политик между дисками разных типов (SSD, SAS,
SATA), в зависимости от интенсивности операций ввода-вы-
вода, возможность переноса как томов целиком, так и их
фрагментов без прерывания доступа к данным;
-	встроенное ПО анализа производительности СХД как в
реальном времени, так и за период времени в прошлом;
-	встроенное ПО мгновенных снимков и копий томов;
-	возможность удаленной (синхронной и асинхронной)
репликации;
-	обеспечение встроенной поддержки VMware;
-	не менее 8 портов FC 8GB на процессорных модулях.
Являясь мощной платформой для консолидации блоч-
ных систем хранения, файловых серверов и СХД приложений
с прямым подключением, EMC VNX5500 и VNX5400 позволяет
предприятию динамически наращивать файловые системы и
блочные ресурсы хранения с поддержкой нескольких прото-
колов, предоставлять к ним совместный доступ и экономично
управлять ими. Операционная среда позволяет клиентам под
управлением Microsoft Windows® и Linux/UNIX осуществлять
совместный доступ к файлам в средах с поддержкой несколь-
ких протоколов (NFS и CIFS). В то же время она поддерживает
доступ по протоколам iSCSI, Fibre Channel и FCoE для блоч-
ных приложений, требующих широкой полосы пропускания и
малых задержек. Панель управления Unisphere представляет
собой единый экран с краткими сведениями для управления
и отчетности, который позволяет администраторам мгновен-
но получать пригодную к использованию информацию о про-
исходящем в масштабах всей среды.
Зеркально скопированная кэш-память записи, в которой
каждый процессор дискового массива хранит главный экзем-
пляр кэшированных данных для своих логических устройств
и резервный экземпляр содержимого кэш-памяти для сосед-
него однорангового процессора дискового массива. Резерв-
ный аккумулятор, который обеспечивает правильное завер-
шение работы и перенос содержимого кэш-памяти на диски
резервного хранения, чтобы гарантировать защиту данных
в случае сбоя электропитания. Проактивное «горячее» резер-
вирование, которое повышает отказоустойчивость системы
и обеспечивает максимальную надежность и доступность.
Резервные пути данных, источники питания, дисковые под-
ключения и процессоры СХД с возможностью бесперебойной
замены на месте.
Технология FAST Cache позволяет перемещать активные
данные на SSD-накопители в реальном времени, гарантируя
для них минимальное время доступа, функционируя по сути
как дополнительный кэш большого объема. Данная техноло-
гия позволяет увеличить производительность системы в пе-
риоды пиковой нагрузки.
Технология FAST VP (Fully Automated Storage Tiering for
Virtual Pools) позволяет организовать внутреннюю иерархию
данных по уровню критичности и производительности. Дан-
ные перемещаются по 1 Гбайт (как для блочных, так и для
файловых данных) между уровнями. Работает все это следу-
ющим образом: сначала система измеряет интенсивность до-
ступа к различным данным, измеряет профиль загрузки, затем
в периоды низкой активности происходит перераспределение
между пулами с различными дисками: SSD, SAS.NL SAS.
Технология Thin Provisioning (выделение ресурсов по тре-
бованию). Реальное выделение ресурсов происходит только
170
Глава 5
тогда, когда новые данные физически добавляются в LUN.
Это дает возможность более эффективно (от 60 до 90 %) ис-
пользовать свободную емкость системы.
В результате это позволило повысить эффективность
использования дисковых ресурсов, решить проблемы с пла-
нированием развития и внедрением новых технологий, реа-
лизовать миграцию данных без прерывания доступа к ним,
обеспечило возможность организации катастрофоустой-
чивых сервисов и автоматизировать процессы резервного
копирования. Использование в качестве основных дисковых
массивов продукты фирмы ЕМС позволило быстро внедрить
и успешно использовать современные технологии СХД.
Средства резервного копирования требуются для обеспе-
чения надежного хранения данных. Состоят из ленточной би-
блиотеки, дисковой библиотеки и программного обеспечения
для автоматизации процесса.
Ленточная библиотека Store Ever MSL4048 2 LTO-6
Ultrium 6250 FC предназначена для автоматизации резервно-
го копирования данных. Одновременное использование не-
скольких приводов в библиотеке и специального роботизиро-
ванного устройства для перемещения картриджей позволяет
значительно увеличить производительность операций, тем
самым уменьшая время, необходимое на операции резервно-
го копирования и восстановления.
Для быстрого резервного копирования и восстанов-
ления данных используется дисковая библиотека с под-
держкой технологии дедупликации. Дедупликация - это
технология, которая лежит в основе следующего поколения
решений для резервного копирования и восстановления. За
счет уменьшения объема резервных копий в 10-30 раз их
можно хранить дольше, чтобы быстрее выполнять операци-
онное восстановление.
В качестве дисковой библиотеки используется продукт
EMC Data Domain DD2500. В этом решении дедупликация вы-
полняется «на лету» (в процессе резервного копирования),
поэтому на диск сохраняются уже дедуплицированные дан-
ные резервного копирования. Они занимают малую часть
дискового пространства, которое потребовалось бы для хра-
нения исходного набора данных. Таким образом, консолида-
ция данных резервного копирования в одной системе весьма
экономичное решение.
Данный выбор обусловлен лучшей интеграцией с диско-
вым массивом и необходимым функционалом, обеспечива-
ющим:
-	логическую емкость 2,1 ТБ;
-	максимальную пропускную способность 13,4 ТБ/ч;
-	поддержку приложений резервного копирования и ар-
хивирования ведущих производителей;
-	поддержку приложений для баз данных, электронной
почты, управления содержанием и виртуальных сред;
-	непрерывную проверку возможности восстановления,
обнаружение и устранение ошибок;
-	массив RAID 6 с двойными данными четности дисков;
-	доступ к ресурсам с вычислительных средств под управ-
лением ОС HP-UX, Linux и Windows.
Объем данных, измеряемый единицами и десятками те-
рабайтов, требует больше времени на процедуру резервного
копирования. Классические средства резервного копирова-
ния по ЛВС с учетом режима работы 24 х 7 не успевают вы-
полнить эту процедуру и уложиться в отведенное временное
окно. Решением указанной проблемы является использова-
ние SAN для передачи данных резервного копирования.
Технология SAN является высокопроизводительной ин-
формационной сетью, ориентированная на быструю переда-
чу больших объемов данных. В основе концепции SAN лежит
возможность соединения любого сервера с устройством хра-
нения данных, работающим по протоколу Fibre Channel.
ТС сети хранения данных реализовано с помощью четы-
рех коммутаторов EMC DS-300B, обеспечивающих:
-	16 активных портов с установленными short-wave
SFP-модулями FC 8 Гбит/с, с возможностью расширения до
24 портов на коммутаторе Fibre Channel;
-	возможность обновления микрокода коммутатора Fibre
Channel в режиме on-line;
-	суммарная пропускная способность коммутатора Fibre
Channel не менее 384 Гбит/с (одновременная передача дан-
ных по всем портам на скорости физических соединений
в дуплексном режиме).
В настоящее время в ЦУП ведутся работы по созданию
новой СХД на базе оборудования HP ЗРаг, что позволит зна-
чительно увеличить объем и надежность хранения информа-
ции, а также скорость доступа к ней.
Программные средства ЦУП
Программные средства, используемые ЦУП для управ-
ления полетом, развивались параллельно с развитием вы-
числительных средств. Начиная от программирования в
микрокодах для ЭВМ, не имеющих собственных операци-
онных систем, в 1970-е гг. ЦУП перешел к использованию
отечественных операционных систем НД-70 и «Диспак» и
языков программирования высокого уровня Алгол и Фор-
тран. В 1980-е гг. для разработки программного обеспечения
для ЭВМ «Эльбрус» использовались язык автокода высокого
уровня Эль-76 и языки программирования высокого уровня
Алгол и Фортран. Для ЭВМ серии СМ ЭВМ использовалась
операционная система «Демос» поддержкой языка Ассем-
блер и языка высокого уровня Pascal.
В середине 1990-х гг. в качестве основной операционной
системы ЦУП была выбрана операционная система HP-UX.
К этому же времени относится и начало внедрения в ЦУП
операционных систем семейства Windows, на первых этапах
использовавшихся в качестве настольных операционных си-
стем. В качестве системы управления базами данных начато
использование СУБД lOracle Database - как наиболее надеж-
ной на тот момент.
В 2000-2008 гг., по мере развития операционных систем
семейства Windows, их доля в числе используемых в ЦУП
операционных систем значительно возросла, в первую оче-
редь за счет более низкой, по сравнению с операционной
системой HP-UX, стоимостью. Так же, начиная с середины
2000-х гг. начато постепенное внедрение операционных си-
стем семейства Linux, но в полной мере данный процесс был
развернут лишь к 2010 г.
К настоящему времени ЦУП в основном использует опе-
рационные системы семейства Linux и Windows, продолжая,
однако, эксплуатацию операционной системы HP-UX, не-
171
ФГУП ЦНИИмаш
обходимой для работы некоторых унаследованных прило-
жений, перенос которых на новые платформы был признан
нецелесообразным по экономическим или организационным
причинам. При этом операционные системы семейства Linux
используются в основном на серверах, в качестве клиентской
операционной системы в подавляющем большинстве случаев
используется операционная система Windows 7/10.
Перечень используемых СУБД так же существенно рас-
ширился по сравнению с 1990-ми гг. В ЦУП эксплуатируются
СУБД Postgre SQL, Microsoft SQL Server, MySql, Линтер-ВС и
Interbase/Firebird - как более дешевые или даже бесплатные
альтернативы СУБД Oracle, которая, однако, продолжает ис-
пользоваться для обеспечения работы наиболее критических
приложений или баз данных.
Развитие средств виртуализации так же не оставило ЦУП
в стороне. Виртуализация серверов активно используется при
создании информационно-вычислительных комплексов ЦУП,
для виртуализации серверов использовалось программное
обеспечение VMware vSphere, Microsoft Hyper-V и некоторые
другие. Для виртуализации операционной системы HP-UX ис-
пользуется программное обеспечение HP Integrity VM.
Так же, по мере развития сообщества, занимающегося
разработкой бесплатного программного обеспечения с от-
крытым исходным кодом, и по мере улучшения качества дан-
ного программного обеспечения, в ЦУП внедрялись решения,
основанные на программном обеспечении с открытым ис-
ходным кодом. К числу используемого в ЦУП бесплатного
обеспечения с открытым исходным кодом можно отнести
программное обеспечение Web-сервера Apache, сервера при-
ложений Apache Tomcat, СУБД Postgre SQL, Му Sql и Firebird.
Так же активно используются бесплатные операционные
системы с открытым исходным кодом, такие как Free BSD,
Oracle Enterprise Linux, Debian, Ubuntu и некоторые другие.
Программное обеспечение для управления КА разрабаты-
вается специалистами ЦУП на языках C++/Java/Python/Fortran
с использованием интегрированных средств разработки раз-
личных производителей. В основном используются сред-
ства разработки от компаний Microsoft, Embarcadero, Intel и
JetBrains, так же используются бесплатные средства разра-
ботки, например Eclipse IDE.
Следует отметить, что бурный рост ИТ-технологий, начав-
шийся с середины 1990-х гг., привел к тому, что на тот мо-
мент в ЦУП использовалось большое количество различного
программного обеспечения, выполняющего схожие функции.
Этот факт в сочетании с тем, что каждый основной вычисли-
тельный комплекс развивался независимо от других, в от-
сутствии единой технической политики, привел к тому, что
к 2014 г. в ЦУП эксплуатировалось 14 различных наимено-
ваний операционных систем, 6 наименований СУБД и 7 наи-
менований средств виртуализации. Поддержка такого боль-
шого числа наименований программного обеспечения была
не только сложна, но и экономически невыгодна, поскольку
требовала наличия в штате ЦУП большого количества специ-
алистов по разнообразному программному обеспечению, вы-
полняющему, в общем-то, одинаковые функции.
Дата-центр ЦУП позволил решить проблему консоли-
дации вычислительных средств и систем хранения данных,
программные средства ЦУП также консолидируются в дата-
центре с использованием средств виртуализации, при этом
были выполнены работы по снижению числа наименований
используемых в дата-центре программных средств. В части
операционных систем число наименований снижено до четы-
рех, в части СУБД - до трех, в части средств виртуализации -
до двух. Таким образом, в настоящее время дата-центр ЦУП
использует программное обеспечение VMWare vSphere и HP
Integrity VM в качестве программного обеспечения виртуали-
зации, операционные системы Linux, Windows и HP-UX, СУБД
Oracle Database, Postgre SQL и Firebird.
В дата-центре средствами программного обеспечения
виртуализации в настоящее время реализованы:
-	возможность создания виртуальных серверов, работаю-
щих под управлением любых операционных систем и способ-
ных обеспечивать работу любого программного обеспечения;
-	централизованное управление вычислительными ресур-
сами и виртуальными машинами;
-	динамическое распределение нагрузки между физиче-
скими блейд-серверами;
-	возможность переноса серверов между физическими
серверами без прерывания их работы;
-	возможность автоматического запуска виртуальных
серверов на резервном физическом блейд-сервере в случае
выхода из строя основного блейд-сервера;
-	возможность обеспечения непрерывной работы вирту-
ального сервера в случае отказа физического блейд-сервера;
-	возможность создания шаблонов настроек для автомати-
зации процесса развертывания новых виртуальных серверов.
Также на базе программного обеспечения Dell Foglight
реализована система мониторинга работы операционных си-
стем, а на базе программного обеспечения Microsoft Active
Directory - единая служба учетных записей пользователей и
компьютеров и система управления физическими рабочими
станциями.
В настоящее время ведутся работы по внедрению про-
граммных средств для единого управления операционными
системами, позволяющими управлять всеми используемыми
операционными системами с единственного рабочего места
администратора. Также ведутся работы по внедрению про-
граммных средств мониторинга вычислительного и сетевого
оборудования, позволяющих отображать информацию о со-
стоянии всего используемого оборудования в единой консо-
ли администратора.
Следующим этапом в развитии программных средств
ЦУП будут работы по импортозамещению используемого
программного обеспечения. Уже сейчас можно сказать, что
в качестве серверной и клиентской операционной системы
будут использованы отечественные операционные системы
на базе ядра операционной системы Linux (в качестве од-
ного из вариантов можно привести операционную систему
Astra Linux), уже включающие в свой состав СУБД (это СУБД
Postgre SQL или Му Sql). Сложнее обстоят дела с импорто-
замещением средств виртуализации, поскольку в настоящее
время отечественные средства виртуализации значительно
отстают в своем развитии от зарубежных средств виртуали-
зации и, в первую очередь, от VMWare vSphere, используемой
ныне в ЦУП. Ликвидация этого отставания должна стать од-
ной из задач отечественной ИТ-промышленности.
172
Глава 5
Однако вероятно, что до момента, когда это отставание
не будет ликвидировано, ЦУП будет вынужден выполнять
виртуализацию отечественных операционных систем и СУБД
на импортных системах виртуализации. Отметим, что некото-
рые отечественные решения вполне готовы к использованию
в ЦУП для размещения некритических сервисов уже сейчас,
например программные комплексы виртуализации «Росплат-
форма» или «Брест», в тестировании которого ЦУП принима-
ет активное участие.
В процессе перехода на отечественное программное обе-
спечение предстоит решить множество интересных задач,
поскольку такой переход представляет не только замену за-
рубежного программного обеспечения на отечественное, но и
построение большой, сложной и эффективной современной
инфраструктуры, способной решать не столько существую-
щие, сколько перспективные задачи на горизонте планирова-
ния ближайших 5 лет.
Командно-программное обеспечение
управление полетов автоматических
и пилотируемых КА
Командно-программное обеспечение управления полетов
КА реализуется на командном информационно-вычислитель-
ном комплексе, который предназначен для решения задач
автоматизированного планирования полета и командно-про-
граммного управления автоматическими и пилотируемыми
КА. Основными элементами командного ИВК ЦУП, обеспечи-
вающего управление КА, являются технические и программ-
ные средства КИВК, аппаратура передачи данных на борт
КА, специальное математическое обеспечение планирования
полета и командно-программного управления КА, служба ко-
мандно-программного обеспечения.
Следует отметить, что в течение всего периода суще-
ствования КИВК происходила постепенная и практически
непрерывная модернизация технических средств, аппарату-
ры передачи данных, вычислительных средств и специаль-
ного математического обеспечения планирования полета
и командно-программного управления командного ИВК и
всего ЦУП.
Первый комплекс в составе ЦУП, предназначенный для
передачи командно-программной информации на борт КА
с использованием средств НКУ (системы С19 и С20), был соз-
дан в 1974 г. на базе аппаратуры передачи данных системы
СЗЗ. При этом объем передаваемой по телеграфным каналам
связи со скоростью 50 бод не превышал 128 функциональ-
ных и числовых команд для одного ОКИК. Ввод этих команд
осуществлялся оператором с пульта системы СЗЗ.
В 1975 г. в ЦУП была введена в эксплуатацию новая си-
стема СЗЗМ, которая обеспечивала обмен с системами С19
и С20 отдельного командного измерительного комплекса
(15,16, пл. 23 и КИС) по каналам связи тоновой частоты со
скоростью 1200 бод. В системе СЗЗМ была предусмотрена
возможность автоматического ввода массивов числовых
команд, которые заранее готовились на перфолентах на
ЭВМ БЭСМ-6. Система СЗЗМ была оборудована электрон-
ным табло для визуализации процесса передачи КПИ из ЦУП
на ОКИК.
Затем для автоматизации процесса ввода командно-про-
граммной информации в систему СЗЗМ к ней была подклю-
чена управляющая ЭВМ М6000, которая принимала КПИ из
комплекса планирования на ЭВМ БЭСМ-6. На ЭВМ БЭСМ-6
решались задачи оперативного планирования программы по-
лета КА (детальные планы полета, программы сеансов свя-
зи), задачи расчета, формирования и кодирования команд-
но-программной информации, обеспечивающей различные
способы управления бортовыми системами КА.
В 1976 г. начались целенаправленные и систематические
работы по проектированию и созданию программно-техниче-
ских средств командного ИВК ЦУП. В качестве базовых тех-
нических средств командного ИВК при этом использовались
ЭВМ БЭСМ-6 и М6000.
На смену ЭВМ М6000 в 1983 г. пришел вычислительный
комплекс на базе управляющих ЭВМ СМ-2М. В это же время
(1983-1984 гг.) была проведена модернизация ПТС ОКИК.
Системы С19, С20 и С20М на ОКИК были заменены на систе-
мы ЮУ098 и С121, позволяющие принимать из ЦУП порядка
1000 функциональных и числовых команд. К 1986 г. этими
системами были оснащены ОКИК 16, 14, ИП-1 (пл. 23), 13,
15 и 6, корабли АСК и КЮГ, а также комплексный модели-
рующий стенд НПО «Энергия». В период с 1974 по 1985 г.
средствами командного ИВК ЦУП осуществлялось управле-
ние полетами кораблей «Союз», орбитальными станциями
«Салют-6» и «Салют-7».
Создание и ввод в эксплуатацию программно-техниче-
ских средств нового КИВК для программы «Мир» были в ос-
новном завершены к моменту старта базового блока станции
20 февраля 1986 г. Следует отметить, что для создания КИВК
использовалась самая современная в то время отечественная
вычислительная техника.
В состав КИВК входили следующие функциональные
комплексы:
-	комплекс планирования программы полета, моде-
лирования и формирования командно-программной ин-
формации для космических аппаратов, созданный на базе
двух многофункциональных вычислительных комплексов
«Эльбрус-1» (МВК «Эльбрус-2»), периферийных устройств
и сети удаленных терминалов серии ЕС ЭВМ и ПЭВМ типа
IBM PC/AT;
-	комплексы оперативного управления КА, созданные
на базе пяти универсальных вычислительных комплексов
СМ-2М и аппаратуры передачи данных ЮУ098Ц и 5Ц19-2;
-	комплекс отображения командно-программной инфор-
мации, созданный на базе ВК СМ-1210, субкомплексов теле-
визионного отображения (СКТО-1,2) и телевизионных комму-
таторов «Аргус-1» и «Аргус-2»;
-	комплекс обмена информацией с внешними абонента-
ми на базе ПЭВМ типа IBM PC/AT с выходом через стандарт-
ные модемы на региональную вычислительную сеть орга-
низаций-разработчиков КА, абонентов ближнего и дальнего
зарубежья.
Созданный на этом этапе командный ИВК ЦУП ЦНИИмаш
позволил обеспечивать управление всеми космическими ап-
паратами, запускаемыми по программе «Мир», одновремен-
но с управлением объектами по другим программам («Бу-
ран», «Фобос», «Гамма» и др.). Управление базовым блоком
173
ФГУП ЦНИИмаш
орбитальной станции «Мир», модулем «Квант» и всеми мо-
дификациями КА «Союз» и «Прогресс» осуществлялось по
двум командным радиолиниям.
В 1993 г. после замены МВК «Эльбрус-1» на МВК «Эль-
брус-2» была существенно увеличена производительность
КИВК, что дало возможность значительно расширить со-
став решаемых задач планирования и управления полетом
КА. Однако МВК «Эльбрус-2» из-за устаревшей элементной
базы не обладал достаточной надежностью. Существенным
его недостатком были также неприемлемо большие экс-
плуатационные расходы. К тому времени вычислительные
ресурсы УВК СМ-2М были полностью исчерпаны, а у от-
дельных его элементов уже был израсходован и эксплуата-
ционный ресурс. К этому можно добавить новые требования
со стороны Главных конструкторов космических аппаратов
и зарубежных партнеров в плане предоставления специали-
стам сервисных услуг, расширения состава решаемых КИВК
задач, повышения надежности и уменьшения стоимости
процесса управления КА.
Перечисленные причины обусловливали необходимость
проведения следующего этапа модернизации технических
и программных средств КИВК ЦУП который был проведен
с 1993 по 1996 г. при непрерывном обеспечении управления
космическими аппаратами в рамках программы «Мир».
В ЦУП ЦНИИмаш на базе серверов HP 9000/800 G30 и ра-
бочих станций HP 9000/700 были созданы инструментальные
комплексы для разработки специального математического
обеспечения (СМО) планирования полета и командно-про-
граммного управления космическими аппаратами, входящи-
ми в состав орбитальной станции «Мир».
В 1994-1995 гг., в составе КИВК были созданы и введе-
ны в штатную эксплуатацию комплексы оперативного управ-
ления базовым блоком станции «Мир», модулем «Квант»,
транспортными космическими аппаратами «Союз-ТМ» и
грузовыми «Прогресс-М» на базе ПЭВМ HP и АПД ЮУ098Ц
и комплекс оперативного управления модулями станции
«Мир» («Квант-2», «Кристалл», «Спектр», «Природа») на
базе индустриальных рабочих станций HP 9000/700 модели
747i, ПЭВМ и АПД 5Ц19-2.
В 1995-1996 гг., были завершены создание и ввод в
штатную эксплуатацию комплекса планирования и модели-
рования КИВК для обеспечения управления объектами в рам-
ках программы «Мир» (базовым блоком, модулями «Квант»,
«Квант-2», «Кристалл», «Спектр», «Природа», транспортны-
ми кораблями «Союз-ТМ» и грузовыми «Прогресс-М»).В со-
став средств, которыми оснащались рабочие места специ-
алистов ГОГУ и службы КПО ЦУП, входили рабочие станции
HP 9000/700 (модель 712), ПЭВМ, алфавитно-цифровые дис-
плеи, струйные и лазерные принтеры и струйные графопо-
строители.
Следующим важным этапом в развитии программно-тех-
нических средств КИВК ЦУП стала подготовка к управлению
и обеспечению командно-программного управления МКС,
первый функциональный грузовой модуль которой стартовал
20 ноября 1998 г.
Для обеспечения одновременного выполнения про-
граммы МКС, завершения программы «МИР», включая вы-
полнение программы «Мир - Шаттл», управления КА НСЭН
(«Океан-О», «Метеор-ЗМ» и др.) потребовалось существенно
увеличить производительность и ресурсы вычислительных
средств КИВК. Кроме этого, были созданы программно-тех-
нические комплексы для обеспечения в реальном времени
командно-программного взаимодействия с зарубежны-
ми центрами, включая американские Космические центры
им. Джонсона в г. Хьюстоне и им. Маршалла в г. Хантсвилле
и французский ЦУП ATV в г. Тулузе.
В 2006-2019 гг. последовали очередные модернизации
технических и программных средств КИВК ЦУП. Это позволи-
ло повысить производительность и надежность обеспечиваю-
щих программно-технических средств и создать достаточный
потенциал для обеспечения управления из ЦУП КА по про-
грамме МКС, таких как транспортные пилотируемые корабли
(«Союз ТМА» (2006-2011 гг.), «Союз ТМА-М» (2010-2016 гг.)
и «Союз МС» (2016 г. - н. в.)), транспортные грузовые ко-
рабли («Прогресс М» (2006-2009 гг.), «Прогресс М-МИМ2»
(2009 г.), «Прогресс М-М» (2008-2016 гг.), «Прогресс МС»
(2015 г. - н. в.)) и модули PC МКС («Поиск (МИМ2)» (2009 г.)
и «Рассвет (МИМ1)» (2010 г.)), а также КА НСЭН, таких как КА
«Ресурс-ДК» (2006-2016 гг.), КА «Фотон» (2007 г., 2014 г.),
КА «Коронас-Фотон» (2009 г.)).
Проектирование и разработка СМО командно-программ-
ного управления для КА, управление которыми осуществля-
лось из ЦУП, выполнялись специалистами ЦУП. В течение
45 лет (с 1974 по 2019 г.) СМО КПУ для КА подвергалось
непрерывной модернизации в силу целого ряда причин -
различное целевое назначение КА, изменение состава и мо-
дернизация средств НКУ, изменение и появление новых ко-
мандно-программных радиолиний, модификация или замена
различных бортовых систем КА, смена технических средств и
программного обеспечения бортового вычислительного ком-
плекса КА и т. д.
Служба командно-программного обеспечения осущест-
вляет проектирование, создание и эксплуатацию технических
и программных средств КИВК, обеспечивает реализацию опе-
ративного управления всеми КА программы МКС. Для реше-
ния отдельных задач при управлении КА в составе службы
КПО были организованы функциональные группы:
-	планирования работы и оперативного управления служ-
бой КПО и обслуживания технических средств КИВК;
-	разработки и сопровождения специального программ-
но-математического обеспечения системы автоматизирован-
ного планирования полета и командно-программного управ-
ления КА;
-	эксплуатации специального программно-математиче-
ского обеспечения системы автоматизированного планиро-
вания полета и командно-программного управления КА;
-	эксплуатации систем и аппаратуры передачи данных;
-	обмена информацией с внешними абонентами КИВК.
Служба КПО в процессе подготовки и обеспечения управ-
ления КА взаимодействует практически со всеми задейство-
ванными в ЦУП на этих работах службами - связи, балли-
стического обеспечения, телеметрического обеспечения,
информационного обеспечения, планирования и управления
средствами КИК.
При управлении различными космическими аппарата-
ми по программам международного сотрудничества служба
174
Глава 5
КПО ЦУП осуществляет информационное взаимодействие
с зарубежными центрами, включая американские Космиче-
ские центры им. Джонсона в г. Хьюстоне и им. Маршалла
в г. Хантсвилле.
Телеметрическое обеспечение полетов
автоматических и пилотируемых КА
При создании телеметрического обеспечения ЦУП теле-
метрическая информация с объектов типа «Луна», «Венера»
в начале 1960-х гг. принималась на наземных измерительных
пунктах НИП-10 (г. Симферополь) и НИП-16 (г. Евпатория)
и передавалась по телефонным каналам связи с использо-
ванием аппаратуры СПТИ. Ее обработка проводилась «вруч-
ную» с лент графической регистрации группой специали-
стов-дешифровщиков. В это же время КВЦ стал оснащаться
универсальными средствами приема и обработки телеметри-
ческой информации - станциями МА-9 и МО-9. В 1967 г. на
КВЦ была возложена задача проведения полной обработки
телеметрической информации по разгонному блоку «Д»
лунной программы. Информация для обработки ТМИ до-
ставлялась с НИПов на магнитных носителях с последующим
получением на станциях МА-9 и МО-9 лент графической ре-
гистрации и проведения «ручной» обработки. С автономных
регистраторов системы «Мир-3» информация для обработки
передавалась в КВЦ в виде кинолент и дешифровывалась
тоже «вручную» с применением проецирующей аппаратуры
ЭДИ-452. Первые опыты послесеансной автоматизирован-
ной обработки ТМИ проводились на ЭВМ БЭСМ-2 в начале
1960-х гг., однако практические результаты были получе-
ны с вводом в эксплуатацию ЭВМ БЭСМ-6 и разработанной
в КВЦ аппаратуры устройства ввода ТМИ в ЭВМ БЭСМ-6.
Реализация функций КВЦ как Центра управления полета-
ми была невозможна без решения двух основных задач - сбо-
ра полных потоков телеметрической информации с основных
измерительных пунктов и организации автоматизированной
обработки ТМИ с выдачей результатов обработки на сред-
ства отображения в реальном времени. Автоматизирован-
ная обработка ТМИ в реальном времени началась с вводом
в 1970 г. комплекса обработки на базе специализированной
телеметрической системы СТИ90 и ЭВМ «Урал-11» с произ-
водительностью процессора 11 тыс. операций в секунду. Для
создания единого комплекса ввода, регистрации и обработки
ТМИ на базе СТИ90 - «Урал-11» специалистами ЦУП было
разработано устройство ввода данных. Система команд ЭВМ
«Урал-11» была ориентирована на обработку телеметриче-
ских измерений, поскольку ЭВМ «Урал-11» проектировалась
для применения в специализированных системах обработки
ТМИ на космодроме Байконур. Наличие специализированных
команд ЭВМ «Урал-11» обеспечивало некоторое повышение
быстродействия обработки ТМИ. Результаты обработки ТМИ
в виде алфавитно-цифровых таблиц (формуляров) доку-
ментировались на широкоформатных алфавитно-цифровых
печатающих устройствах. Отображение информации вы-
полнялось с помощью направленной на АЦПУ телекамеры.
По мере печати формуляров информация передавалась по
телевизионному каналу в Главный зал управления. В качестве
дублирующего комплекса обработки ТМИ на базе СТИ90 -
«Урал-11» использовалась информационная система «Ло-
тос», введенная в эксплуатацию несколько позднее. Для обе-
спечения оперативного отображения результатов обработки
ТМИ в середине 1970-х гг. в КВЦ была внедрена система
телевизионного отображения, на которую информация пере-
давалась в цифровом виде в темпе формирования.
В СТО цифровой поток преобразовывался в телевизион-
ную картинку (таблицу), которая передавалась на телевизи-
онный коммутатор для распределения по рабочим местам
специалистов ГОГУ. Для выдачи результатов обработки ТМИ
на отображение в реальном времени на комплексе СТИ90 -
«Урал-11» было разработано и введено в эксплуатацию
устройство вывода на отображение. Подобное устройство
в системе «Лотос» входило в штатную комплектацию. Эти
комплексы обработки ТМИ послужили основой при создании
ТМИВК ЦУП.
В начале 1970-х гг. на крыше корпуса 22 была установ-
лена антенная система для непосредственного приема теле-
метрической информации с бортовых телеметрических си-
стем типа РТС-9, однако после ввода в строй Останкинской
телебашни из-за сильных помех качество принимаемой ин-
формации не позволило проводить обработку ТМИ в темпе
приема.
Параллельно с обработкой ТМИ в реальном времени
развивалось направление работ, связанное с послесеансной
обработкой телеметрической информации. В конце 1970 г.
в новом здании КВЦ были установлены ЭВМ БЭСМ-6. Специ-
алистами Центра было разработано устройство ввода теле-
метрической информации с магнитных лент и устройства
перекодирования ТМИ. представляемой в разных структурах.
Созданное программное обеспечение на ЭВМ БЭСМ-6 позво-
ляло принимать ТМИ, проводить обработку информации по
служебным системам КА, записывать результаты обработки
на внешние носители и в определенных форматах выдавать
специалистам в виде документов. Указанная технология ис-
пользовалась для обработки ТМИ ракеты-носителя Н1, орби-
тальной станции «Салют-4» и других космических объектов.
Были разработаны алгоритмы обработки телеметрической
информации, связанные с исключением сбойных измерений,
фильтрацией параметров, сокращением избыточности из-
мерений, алгоритмы определения ориентации КА по данным
телеметрических измерений. Для обработки быстроменяю-
щихся вибрационных параметров было создано специаль-
ное математическое обеспечение на основе быстрого пре-
образования Фурье и параметрической авторегрессионной
модели. Созданное СМО использовалось для обработки ТМИ
по быстроменяющимся параметрам ракеты-носителя Н1, ор-
битальной станции «Салют-4» и других космических объек-
тов. При дальнейшем развитии технических и программных
средств ТМИВК два направления - обработка ТМИ в реаль-
ном времени и послесеансная обработка ТМИ - были объеди-
нены: основные задачи обработки ТМИ на ТМИВК решались
в реальном времени и лишь отдельные задачи, такие как об-
работка ТМИ в режимах воспроизведения, решались после
сеансов связи.
Важной вехой в развитии телеметрического обеспече-
ния ЦУП явилась программа экспериментального полета
«Союз» - «Аполлон» в июле 1975 г.
175
ФГУП ЦНИИмаш
Телеметрический информационно-вычислительный ком-
плекс реального времени включал систему предварительной
обработки ТМИ на базе специализированных вычислитель-
ных средств СТИ90 - «Урал-11» и «Лотос», центральную си-
стему ТМИВК на базе ЭВМ БЭСМ-6, систему телевизионного
отображения информации. При этом распределение форму-
ляров отображения для рабочих мест специалистов группы
анализа осуществлялось с помощью телевизионного комму-
татора «Аргус».
Использование в качестве центральной системы универ-
сальной ЭВМ БЭСМ-6 значительно расширило возможности
создания программного обеспечения обработки и анализа
ТМИ. Разработанные и реализованные на первом этапе прин-
ципы построения ТМИВК оказались настолько эффективны-
ми, что были положены в основу построения телеметриче-
ских комплексов на всех последующих этапах его развития.
Для телеметрического обеспечения управления ор-
битальной станцией «Салют-6», запущенной 29 сентября
1977 г., был создан ТМИВК на базе ЭВМ АС-6 и БЭСМ-6. Си-
стема отображения осталась той же, как и для программы
ЭПАС. ЭВМ АС-6 совместно с периферийными машинами
ПМ-6 использовалась для предварительной обработки ТМИ
и выдачи данных на отображение, заменив СТИ90 - «Урал-
11» и «Лотос». ЭВМ БЭСМ-6 использовалась в качестве
центральной системы ТМИВК. На ней решались задачи даль-
нейшей обработки ТМИ, задачи анализа, обработки научных
экспериментов, выдачи результатов обработки ТМИ на ото-
бражение и документирование. На ТМИВК осуществлялась
обработка двух полных потоков ТМИ от аналоговых радио-
телеметрических систем с информативностью каждого по-
тока 256 Кбит/с, дополнительно можно было обрабатывать
ТМИ низкой информативности от объектов дальнего космо-
са. Станция «Салют-6» была оснащена большим количеством
научной аппаратуры.
Для анализа измерений, поступающих от научной аппара-
туры, в ЦУП был разработан специализированный комплекс
программ реального времени. В этот комплекс были включе-
ны программы определения ориентации станции на основе
показаний магнитометра и солнечного датчика АКПС.
Опыт полета орбитальных станций показал, что для уве-
личения продолжительности функционирования станций и
обеспечения длительных полетов космонавтов в первую оче-
редь необходимы восполнение запасов систем обеспечения
жизнедеятельности, поддержание требуемых параметров ор-
биты станции и восполнение запасов топлива объединенной
двигательной установки, доставка ремонтного оборудования
при возникновении отказов на станции, требующих ремонта
или замены вышедших из строя приборов, и удаление отхо-
дов с последующим их затоплением в заданную точку аква-
тории Мирового океана. Решение этих задач было возложено
на грузовой корабль «Прогресс».
«Прогресс-1» был запущен к станции «Салют-6» 20 янва-
ря 1978 г. На ТМИВК ЦУП было модифицировано программ-
ное обеспечение для обработки ТМИ кораблей этого типа.
Программное обеспечение ТМИВК для обработки ТМИ, пере-
даваемой со станции «Салют-6», использовалось для теле-
метрического обеспечения управления станцией «Салют-7»,
запущенной 19 апреля 1982 г. Для выдачи результатов обра-
ботки ТМИ на рабочие места специалистов ГОГУ использова-
лась новая система отображения УГУ-МЗЗЗ.
Все программное обеспечение ТМИВК разрабатывалось
на базе ассемблерных и макроассемблерных средств, соз-
данных Институтом точной механики и вычислительной тех-
ники им. С.А.Лебедева РАН - основным разработчиком ЭВМ
АС-6, БЭСМ-6.
Дальнейшее развитие телеметрического обеспечения
ЦУП связано с управлением ОПК «Мир». Число параметров,
получаемых с базового модуля станции «Мир», примерно
в 10 раз превосходило число параметров, передаваемых
с базовых модулей станций «Салют-6», «Салют-7». Кроме
того, возникла необходимость одновременного обеспечения
работ по нескольким программам, таким как «Мир» - «Фо-
бос», «Мир» - «Буран», «Мир» - «Гамма». Это потребовало
создания нового телеметрического комплекса ЦУП. Комплекс
был построен на базе МВК «Эльбрус-2» («Эльбрус-1» ис-
пользовался на начальном этапе), СМ-ПС2000 и существовал
до конца 1997 г.
Основная идеология построения ТМИВК для обеспече-
ния работ по программе «Мир» заключалась в следующем:
предварительная обработка ТМИ, требующая высокой про-
изводительности вычислительных средств, была реализо-
вана на мультипроцессорных средствах ПС2000, дальнейшая
обработка осуществлялась на МВК «Эльбрус-2» с развитой
операционной системой и языком высокого уровня Эль 76.
При этом наиболее сложные алгоритмы обработки и анализа
ТМИ были реализованы на МВК «Эльбрус-2». Построению
комплекса предшествовали длительные исследования по
разработке алгоритмов, организации вычислительного про-
цесса, организации исходных данных, обмену данными и др.
В соответствии с требованиями к телеметрическому
обеспечению ЦУП, со станции «Мир» одновременно долж-
но передаваться до 6 полных потоков ТМИ от цифровых
радиотелеметрических систем с общей информативностью
до 1,5 Мбит/с. Для каждой радиотелеметрической системы
предусмотрено, кроме режима непосредственной передачи,
несколько режимов записи и воспроизведения телеметри-
ческой информации. Все радиотелеметрические системы,
кроме БИТС2-3, установленной на базовом модуле станции
«Мир», являлись непрограммируемыми. Система БИТС2-3
являлась программируемой, структура телеметрических ка-
дров определялась программами опроса, расположенными
в бортовом полупроводниковом запоминающем устройстве.
При каждой стыковке к станции нового модуля осуществля-
лась доставка на борт и смена бортового ПЗУ с новым соста-
вом программ опроса. Следствием изменения состава борто-
вого ПЗУ явилась необходимость изменения всех исходных
данных на ТМИВК, связанных с представлением системы
измерений.
В процессе подготовки к программе «Мир» и последую-
щей эксплуатации станции была сформирована идеология
построения телеметрического информационно-вычислитель-
ного комплекса ЦУП. Технические средства ТМИВК включали
следующие основные системы: систему сбора полных потоков
ТМИ, систему предварительной обработки ТМИ, центральную
систему ТМИВК, систему индивидуального отображения ин-
формации, систему взаимодействия с внешними абонентами.
176
Глава 5
Система сбора полных потоков ТМИ предназначена для
функционирования в двух режимах: реального времени и по-
слесеансном режиме. Источниками информации являлись:
-	пункты сбора информации, куда ТМИ поступала либо
с наземных измерительных пунктов с помощью системы
спутниковой связи «Связка», либо через спутник-ретрансля-
тор «Луч»;
-	комплексный стенд и командно-моделирующий стенд
РКК «Энергия».
Телеметрическая информация от этих источников пере-
давалась в ЦУП по широкополосным каналам связи. Кроме
того, информация доставлялась в виде магнитных лент для
дальнейшего воспроизведения.
Система предварительной обработки ТМИ строилась на
базе вычислительных средств, чтобы обеспечить ввод пол-
ных потоков ТМИ, обработку полных потоков, связанную
с идентификацией телеметрических кадров, получением из-
мерений по отдельным каналам, фильтрацией измерений,
сжатием данных и передачей выходного потока телеметри-
ческих значений в центральную систему. В результате пред-
варительной обработки ТМИ информативность выходного
потока, поступающего в центральную систему ТМИВК, зна-
чительно уменьшалась по сравнению с информативностью
входного полного потока ТМИ. Была предусмотрена также
передача данных по отдельным экспериментам из системы
предварительной обработки ТМИ в систему взаимодействия
с внешними абонентами ТМИВК.
Центральная система ТМИВК предназначена для приема
данных от системы предварительной обработки ТМИ, вы-
полнения различных преобразований над полученными зна-
чениями, включая сложные формульные преобразования,
формирование обобщенных параметров, решение динами-
ческих задач типа определения ориентации, решение задач
анализа. Центральная система обеспечивала выдачу резуль-
татов обработки на средства документирования и передачу
данных на средства системы индивидуального отображения
информации и в систему взаимодействия с внешними або-
нентами ТМИВК.
Система индивидуального отображения информации
обеспечивала прием данных из центральной системы ТМИВК,
преобразование данных и выдачу результатов обработки ТМИ
на индивидуальные рабочие места специалистов группы ана-
лиза в различных формах представления. Система взаимо-
действия с внешними абонентами обеспечивала получение
данных от системы предварительной обработки ТМИ и цен-
тральной системы ТМИВК, формирование пакетов телеме-
трических данных и передачу пакетов удаленным абонентам.
Создание и эксплуатация вычислительных средств
ТМИВК для программы «Мир» осуществлялись в два этапа:
первый этап длился с начала 1982 г. по декабрь 1997 г., вто-
рой этап продолжался с декабря 1997 г. до конца существо-
вания станции 23 марта 2001 г.
На первом этапе система предварительной обработки
ТМИ была реализована на базе вычислительной техники
СМ2-ПС2000. Вычислительный комплекс СМ2 выполнял
функции управляющей ЭВМ, обеспечивающей прием ТМИ,
взаимодействие с мультипроцессорной системой ПС2000,
хранение обработанной и необработанной ТМИ на МД и МЛ,
передачу данных в центральную систему ТМИВК и в систему
взаимодействия с внешними абонентами ТМИВК. Централь-
ная система ТМИВК строилась на базе многопроцессорного
вычислительного комплекса «Эльбрус-1», который в 1987 г.
был заменен на более производительный МВК «Эльбрус-2».
Для обеспечения работ по программе «Мир» использовались
три МВК «Эльбрус-2». В рабочей конфигурации каждый МВК
«Эльбрус-2» включал два процессора с максимальной произ-
водительностью 12,5 млн операций в секунду. К одному МВК
«Эльбрус-2» можно было подключить две системы пред-
варительной обработки. Таким образом, одна центральная
система ТМИВК обеспечивала обработку до 8 полных пото-
ков ТМИ.
Телеметрический комплекс на базе МВК «Эльбрус-2»,
СМ2-ПС2000 построен как многофункциональный. На-
ряду с работами по программе «Мир», на одних и тех же
средствах реализовывалось телеметрическое обеспечение
управления полетом космических аппаратов дальнего кос-
моса «Фобос-1», «Фобос-2», корабля «Буран», научного
модуля «Гамма».
Космические аппараты «Фобос-1» и «Фобос-2» были за-
пущены соответственно 7 и 12 июля 1988 г. Для управления
аппаратами использовались два центра управления: Запас-
ной центр управления наземной и орбитальной группировка-
ми военно-космических сил МО СССР (Евпатория) и ЦУП-М
(Королев). На начальном этапе полета КА основным являлся
Запасной центр управления, затем основным стал ЦУП-М.
Для обеспечения полета КА на ТМИВК было создано специ-
альное математическое обеспечение. Особенность управле-
ния КА «Фобос-1» и «Фобос-2» заключалась в достаточно
длинных сеансах связи (~ 3 часов). Поэтому в первую очередь
было необходимо обеспечить надежную работу технических
средств ТМИВК. Следует отметить, что система предвари-
тельной обработки ТМИ на базе СМ2-ПС2000 имела доста-
точно хорошую надежность. Сложнее дело обстояло с МВК
«Эльбрус-2», который был введен в эксплуатацию незадолго
до запусков КА «Фобос-1» и «Фобос-2». И хотя было пред-
усмотрено горячее резервирование при работе ТМИВК, тем
не менее, обслуживающему персоналу ТМИВК приходилось
тратить много усилий для обеспечения надлежащего уровня
надежности работы МВК «Эльбрус-2». Как известно, КА «Фо-
бос-1 » прекратил свое существование до подлета к Марсу.
В процессе полета КА «Фобос-2» были получены изображе-
ния Марса и Фобоса. На средствах системы предваритель-
ной обработки СМ2-ПС2000 было создано математическое
обеспечение, позволяющее получать изображения Марса и
Фобоса в реальном масштабе времени, что позволило спе-
циалистам группы управления оперативно контролировать
программу полета КА. Полученные снимки Марса и Фобоса
печатались в центральных газетах.
15 ноября 1988 г. состоялся полет орбитального кора-
бля многоразового использования «Буран». На орбитальном
корабле были установлены две телеметрические системы -
БИТС2-2 и БИТС2-4 - с программируемой системой сбора
телеметрической информации и программами опроса, опре-
деляющими структуры телеметрических кадров. В процессе
подготовки к управлению кораблем «Буран» в ЦУП было
создано программное обеспечение для построения бортовых
177
ФГУП ЦНИИмаш
программ для телеметрических систем БИТС2-2 и БИТС2-4
Применительно к задачам ЦУП это обеспечило идентичность
исходных данных для бортовых и наземных средств, что по-
зволило избежать ошибок в составе измеряемых телеметри-
ческих параметров, используемых в ТМИВК. При подготовке
средств ТМИВК к управлению кораблем «Буран» можно вы-
делить этапы подготовительных и тренировочных работ.
Большой объем подготовительных работ был выполнен
перед запуском корабля «Буран» для моделирования телеме-
трической информации, выдаваемой бортовым комплексом
управления. В НПО АП, головном разработчике бортового
программного обеспечения, осуществлялось моделирование
полета корабля «Буран» с получением всей совокупности па-
раметров, выдаваемых БКУ в телеметрические системы.
Результаты моделирования в виде значений параметров
БКУ для отдельных участков полета передавались на магнит-
ных лентах из НПО АП в службу телеметрического обеспе-
чения ЦУП. Значения параметров БКУ использовались для
моделирования телеметрической информации в структурах
телеметрических кадров систем БИТС2-2, БИТС2-4. Смоде-
лированная телеметрическая информация использовалась
во время тренировок персонала группы управления кораблем
«Буран» и персонала ЦУП. Особое внимание обращалось на
моделирование ТМИ для участка спуска и посадки корабля
«Буран». Все работы по обеспечению корабля «Буран» вы-
полнялись на комплексе МВК «Эльбрус-2», СМ2-ПС2000.
В качестве системы отображения использовалась система
взаимодействия пользователей на базе СМ12Ю-СКТ0 (суб-
комплекс телевизионного отображения).
В 1989 г. в ЦУП была введена в эксплуатацию система
отображения на базе СМ1210-ДИСК, которая использовалась
для отображения телеметрической и командно-программной
информации. Служба телеметрического обеспечения ЦУП
проводила подготовку к пуску следующего корабля «Буран»,
были подготовлены необходимые исходные данные и СМО
обработки ТМИ, во время первого «сухого вывоза» корабля
осуществлялись получение и обработка ТМИ. В связи с за-
крытием программы «Буран» эти работы были прекращены.
В 1990-1992 гг. на комплексе МВК «Эльбрус-2», СМ2-
ПС2000 осуществлялась обработка телеметрической инфор-
мации, получаемой от орбитальной обсерватории «Гамма»,
созданной РКК «Энергия» совместно с французскими специ-
алистами.
В связи с моральным и физическим старением техниче-
ских средств ТМИВК на базе МВК «Эльбрус-2» и СМ2-ПС2000
в ЦУП начиная с 1994 г. проводились работы по созданию
перспективного ТМИВК. При выборе технических средств и
базовых программно-математических средств был проведен
анализ предлагаемых зарубежными фирмами вычислительных
средств и базовых платформ. В результате анализа предложе-
ний от фирм Hewlett Packard, IBM, SUN, Silicon Graphics в каче-
стве базовых вычислительных средств были выбраны рабочие
станции и серверы фирмы Hewlett Packard. При этом использо-
валась идеология построения ТМИВК, отработанная на первом
этапе программы «Мир». В результате уже к концу 1998 г. но-
вый ТМИВК был введен в эксплуатацию и началось демонтиро-
вание средств комплексов МВК «Эльбрус-2», СМ2-ПС2000.
Система предварительной обработки была построена на
базе рабочих станций HP B132L, HP С160. На одной станции
осуществлялись ввод и обработка одного полного потока
ТМИ. Для передачи телеметрической информации со средств
приема ТМИ и преобразования информации к виду, необ-
ходимому для ввода в вычислительный комплекс, исполь-
зовалась аппаратура передачи данных ТУ-647М. Ввод ТМИ
обеспечивался с помощью специально разработанных в ЦУП
устройств ввода информации на базе процессоров фирмы
Texas Instruments. Станции предварительной обработки были
распределены по двум линейкам ТМИВК - по 6 станций на
каждой линейке. Для удобства управления процессом обра-
ботки ТМИ и контроля качества поступающей информации
каждая линейка была снабжена рабочей станцией планиро-
вания и администрирования системы предварительной об-
работки ТМИ.
Центральная система каждой из двух линеек ТМИВК для
обеспечения работ со станцией «Мир» включала:
-	сервер HP Е55, на котором были реализованы основные
преобразования над телеметрическими значениями, получен-
ными от рабочих станции предварительной обработки ТМИ,
и был организован телеметрический архив результатов об-
работки ТМИ;
-	рабочую станцию HP B132L для реализации задач ана-
лиза ТМИ;
-	рабочую станцию планирования и администрирования
средств центральной системы ТМИВК.
Рабочая станция анализа телеметрической информации
была включена в состав центральной системы ТМИВК для
увеличения производительности системы, а также для на-
дежности процесса обработки ТМИ: при наличии ошибок
в программных средствах анализа, основные вычисления,
проводимые на сервере HP Е55, не должны прекращаться.
В качестве дополнительной системы, отсутствующей
в ТМИВК на базе МВК «Эльбрус-2», в состав нового ТМИВК
включена система графической регистрации, построенная
на основе рабочих станций типа HP B132L и персональных
компьютеров. Система обеспечивала хранение информа-
ции и получение графиков обработанной и необработанной
ТМИ. В связи с этим была демонтирована аппаратура УРТС-2,
УРТС-2М, которая использовалась для получения графиков
открытой регистрации ТМИ.
Система индивидуального отображения информации по-
строена на базе HP-серверов, X - терминалов и персональных
компьютеров. Система взаимодействия с внешними абонен-
тами, обеспечивающая получение данных от системы пред-
варительной обработки ТМИ и центральной системы ТМИВК,
построена на базе рабочих станций HP B132L.
Обмен информацией между вычислительными средства-
ми осуществляется через сегмент локальной вычислительной
сети ТМИВК, входящий в общую локальную вычислительную
сеть ЦУП.
Новый телеметрический комплекс проектировался как
многофункциональный, наряду с работами по станции
«Мир», было предусмотрено телеметрическое обеспечение
программы МКС, программы «Морской старт», КА «Океан-О»,
«Метеор-ЗМ», «Коронас-Фотон» и др. При этом в состав
ТМИВК было введено дополнительное оборудование, выпол-
178
Глава 5
йены доработки программного обеспечения и подготовлены
соответствующие исходные данные.
В основу разработки и реализации математического
обеспечения обработки ТМИ для станции «Мир» положен
принцип максимальной независимости разрабатываемых
алгоритмов и программно-математических средств ТМИВК
от структуры и особенностей конкретной радиотелеметри-
ческой системы. При таком подходе основная нагрузка при
настройке программных средств на конкретный борт ложится
на исходные данные, в то время как изменения и модифи-
кация программных средств осуществляются в минимально
необходимых объемах.
Организация исходных данных на ТМИВК ЦУП-М до-
статочно хорошо развита и позволяет задавать не только
цифровые и текстовые данные, но и сами алгоритмы преоб-
разований и анализа телеметрических параметров, а также
различные цепочки из последовательных преобразований.
Предварительную обработку телеметрической информа-
ции можно условно разбить на два этапа. На первом этапе
проводится проверка и восстановление телеметрических ка-
дров, сопоставление каждому каналу в кадре восстановлен-
ного значения и его достоверности. На втором этапе осущест-
вляется фильтрация телеизмерений по отдельным каналам
либо совместно по нескольким телеметрическим каналам
с использованием данных, полученных на первом этапе.
После предварительной обработки дальнейшая обработ-
ка строится как процесс последовательных преобразований
над значениями телеметрических параметров. Для массового
использования реализованы алгоритмы анализа на основе
модели конечных автоматов с памятью.
В процессе выполнения программы «Мир» было налаже-
но взаимодействие ЦУП с другими российскими организаци-
ями. Было отработано также взаимодействие с зарубежными
центрами управления полетами, включая немецкий Центр
GSOC в Мюнхене, французский Центр CADMOS в Тулузе,
американский Космический центр NASA в Хьюстоне. Особен-
но плодотворным было взаимодействие между Московским
и Хьюстонским ЦУПами в процессе реализации программ
«Мир - Шаттл», «Мир - НАСА» с 1995 по 1998 г. Разработан-
ное математическое обеспечение, накопленный опыт по орга-
низации работ на ТМИВК в процессе выполнения программы
«Мир» были использованы в дальнейшем при обеспечении
работ по программе МКС.
Функционально-грузовой блок «Заря» Международной
космической станции конструктивно построен аналогично
модулям «Квант-2», «Кристалл», «Спектр», «Природа» стан-
ции «Мир». Система управления движением разработана
в НПО «Хартрон» (г. Харьков). В качестве телеметрической
системы для модуля ФГБ используется БР-9ЦУ-8, которая
имеет две подсистемы: РТУ-А, РТУ-Б, обеспечивающие пере-
дачу двух независимых полных потоков ТМИ с информатив-
ностью каждого потока 256 Кбит/с. Передаваемые параметры
подразделяются на параметры «служебного борта» (параме-
тры ГКНПЦ им. М.В.Хруничева) и «станционного борта» (па-
раметры РКК «Энергия»). С американскими специалистами
был согласован список служебных параметров ФГБ, пере-
даваемых из Московского ЦУП PC МКС в ЦУП АС МКС Хью-
стона. Структура и технология передачи данных определены
совместным документом Space Station Control Center To Rus-
sian Space Agency Ground Segment Interface Control Document
(SSP 50057, Parti, Part2).
5 декабря 1998 г. состоялся старт космического шаттла
«Индевор» с американским стыковочным модулем N0DE-1
(«Юнити») на борту. 7 декабря «Индевор» причалил к ФГБ,
перенес манипулятором и пристыковал к нему модуль
N0DE-1 На каждом из модулей ФГБ и N0DE-1 установлены
бортовые вычислительные системы МДМ (МДМ ФГБ и MDM
NODE-1), связанные между собой по бортовому интерфейсу.
Пакеты от MDM NODE-1 в Московском ЦУП не обраба-
тывались, а передавались в ЦУП Хьюстона. В бортовом ин-
терфейсе предусмотрены т. н. статусные данные, передавае-
мые с российского сегмента МКС на американский сегмент.
Поскольку зоны видимости американских средств слежения
за полетом МКС достаточно большие, статусные данные ис-
пользуются для постоянного контроля состояния отдельных
важных параметров ФГБ. Таким образом, между ЦУПами Мо-
сквы и Хьюстона осуществлялся обмен следующими видами
данных:
-	служебные данные ФГБ и цифровые пакеты N0DE-1
передавались из Москвы в Хьюстон;
-	статусные данные передавались из Хьюстонского ЦУП
в Москву.
Для поддержки управления МКС из Хьюстона была соз-
дан российский региональный сектор управления в Хьюстоне
(РРСУ-Х), куда передавались все результаты обработки ТМИ
по ФГБ.
Служебный модуль «Звезда», запущенный 12 июля
2000 г., предназначен для обеспечения деятельности экипажа
и управления станцией с регулярно изменяющейся конфигу-
рацией. Стыковка модуля «Звезда» осуществлена 26 июля
2000 г. На этапе развертывания МКС модуль «Звезда» явля-
ется базовым модулем всей станции.
Бортовая вычислительная система модуля «Звезда» слу-
жит для управления бортовыми системами СМ и для коор-
динации работы всех модулей российского сегмента МКС,
на ней решаются задачи долгосрочного планирования и ав-
тономного управления, а также обеспечивается связь с си-
стемой управления бортовой аппаратурой американского
сегмента. В качестве телеметрической системы используется
БИТС2-12, источниками информации для которой служат
различные телеметрические датчики и бортовая вычисли-
тельная система.
Следующим этапом наращивания МКС стал запуск лабо-
раторного модуля Destiny, который был доставлен на стан-
цию 10 февраля 2001 г. во время экспедиции STS-98 шат-
тла «Атлантис». Этот модуль является ключевым элементом
американского сегмента. Наличие БВС и телеметрической
системы модуля Destiny обеспечило новое качество взаимо-
действия между российскими и американскими сегментами
МКС. Появилась возможность передачи российской телеме-
трии от БВС модуля «Звезда» через американские средства
(российской contingency-телеметрии) и передачи американ-
ской телеметрии от БВС модуля Destiny через российские
средства (американской contingency-телеметрии). Передача
российской contingency-телеметрии через американские
179
ФГУП ЦНИИмаш
средства регулярно осуществляется во время выполнения
динамических операций на PC МКС (например, стыковок
кораблей «Союз», «Прогресс»), а также при отсутствии зон
видимости российских наземных измерительных пунктов.
Передача американской contingency-телеметрии через рос-
сийские средства осуществлялась при эвакуациях центра
имени Джонсона в Хьюстоне во время летних ураганов. Теле-
метрия передавалась в американский региональный сектор
управления в Москве.
Для контроля российскими специалистами полета шатт-
лов реализовано получение из ЦУП Хьюстона в Московском
ЦУП телеметрии по согласованному составу параметров этих
кораблей. Таким образом, из Хьюстона в Москву осуществля-
ется передача:
-	статусной телеметрии, включающей согласованный со-
став параметров российского и американского сегментов;
-	российской contingency-телеметрии;
-	телеметрии кораблей «шаттл».
Из Москвы в ЦУП Хьюстона передается:
-	телеметрия по согласованному составу параметров
PC МКС;
-	американская contingency-телеметрия.
Российским специалистам в РРСУ-Х из ТМИВК Москов-
ского ЦУП передаются практически все результаты обработ-
ки телеметрии с PC МКС и кораблей «Союз», «Прогресс» на
участке автономного полета.
Новое качество по взаимодействию российского, амери-
канского и европейских центров управления полетами было
достигнуто в процессе подготовки к запуску и полета корабля
ATV (запуск первого корабля ATV1 состоялся 9 марта 2008 г.,
стыковка с МКС - 3 апреля 2008 г., полет последнего кора-
бля ATV5 состоялся в 2015 году). Обмен данными между Мо-
сковским ЦУП и ЦУП-ATV (г. Тулуза, Франция) осуществлялся
через немецкий центр управления полетами GSOC (г. Оберп-
фаффенхофен). Из ЦУП-ATV в Москву передавались резуль-
таты обработки ТМИ по согласованному составу параметров
корабля ATV. В свою очередь, из Московского ЦУП в ЦУП-ATV
передавались результаты обработки ТМИ модуля СМ. Во вре-
мя комплексных тренировок и полета корабля ATV осущест-
влялось одновременное взаимодействие между центрами
управления Москвы, Хьюстона, Тулузы, Оберпфаффенхофе-
на. Во время тренировок ТМИВК ЦУП получал и обрабатывал
информацию, моделируемую в ЦУП-ATV и в ЦУП Хьюстона.
Все обмены телеметрическими данными с другими центра-
ми управления полетами осуществлялись с помощью систе-
мы внешних обменов ТМИВК ЦУП. Система обменов между
Московским ЦУП и немецким центром управления полетами
GSOC, созданная для обеспечения полетов кораблей ATV,
используется также для передачи результатов обработки по
служебным параметрам, характеризующим состояние на-
учной аппаратуры ЕКА, установленной на PC МКС (GTS, Ма-
трешка, Rokviss, Expose-R и др.). Для реализации процесса
сближения и стыковки корабля ATV с МКС в BBC ATV должна
быть точно известна орбита МКС. Для этого использовалась
информация АСН, которая передавалась в потоке телеметри-
ческой информации от ВВС СМ. На ТМИВК осуществлялись
выделение информации АСН и передача данных в балли-
стический комплекс ЦУП, где осуществлялась статистиче-
ская обработка информации. Полученные в результате ста-
тистической обработки информации данные передавались
в ЦУП-ATV, а оттуда - на борт ATV. В процессе выполнения
программы МКС для контроля обеспечения жизнедеятельно-
сти российских космонавтов в состав ТМИВК ЦУП включен
комплекс обработки медицинской информации.
Обеспечение доступа пользователей к результатам об-
работки телеметрической информации осуществляется с по-
мощью комплекса архивирования ТМИВК ЦУП. На внешних
носителях комплекса архивирования хранится вся телеме-
трическая информация, переданная с PC МКС с момента за-
пуска модуля ФГБ.
Наряду с работами по МКС, на ТМИВК ЦУП проводились
работы по другим космическим программам:
-	с 1999 г. по всем запускам космических аппаратов по
программе «Морской старт» (30 запусков);
-	с 17 июля 1999 г. по КА «Океан-О», запущенному в со-
ответствии с российско-украинским проектом по экологиче-
скому мониторингу Земли и океанов;
-	с 10 декабря 2001 г. по 5 апреля 2006 г. по КА «Метеор-
ЗМ», на борту которого был установлен комплекс метеоро-
логических приборов и аппаратура для изучения природных
ресурсов Земли;
-	с 30 января 2009 г. по КА научного назначения «Коро-
нас-Фотон» для исследования Солнца.
До начала 2009 г. основной системой передачи телеме-
трической информации с наземных измерительных пунктов
являлась система «Связка», использовавшая спутники свя-
зи «Молния». Телеметрическая информация передавалась
в Центр сбора информации (г. Щелково), а оттуда по широко-
полосному телевизионному каналу - в ЦУП. После вывода из
состава средств наземного комплекса управления спутников
«Молния» передача ТМИ с наземных измерительных пунктов
в ЦУП осуществляется с использованием волоконно-оптиче-
ских линий связи и спутниковой системы связи «Приморка»
В настоящее время для передачи ТМИ транспортных пилоти-
руемых и грузовых кораблей используются спутники-ретран-
сляторы «Луч».
В дальнейшем модернизация кораблей «Прогресс» и
«Союз» была продолжена. Проведена замена МБИТС-ТК на
МБИТС-ТКМ, введены вновь новые бортовые системы:
-	аппаратура спутниковой навигации АСН-К для опреде-
ления параметров движения корабля на борту по сигналам от
спутников навигационных систем ГЛОНАСС и GPS;
-	бортовая радиотехническая система вместо ранее ис-
пользуемой системы «Квант-В».
Первый полет модернизированного корабля «Прогресс
МС-01» состоялся 21 декабря 2015 г. Полет модернизирован-
ного корабля «Союз МС» состоялся 7 июля 2016 г.
В 2012 г. в ЦУП была реализована технология передачи
двух полных потоков CM PC МКС (канал БПИ-НЧ) через аме-
риканские спутниковые и наземные каналы связи с исполь-
зованием блока передачи информации на низкой частоте,
установленного на PC МКС. Передача двух полных потоков
ТМИ в ЦУП осуществляется во все время видимости амери-
канских средств (более 20 часов в сутки). Тем самым обеспе-
чивается возможность практически непрерывного контроля
180
Глава 5
состояния бортовых систем PC МКС. Указанная технология
используется и сегодня при проведении динамических опе-
раций на МКС.
Передача телеметрической информации от транспортных
кораблей может осуществляться тремя способами:
-	через собственные передатчики телеметрической си-
стемы;
-	через единую командно-телеметрическую систему
ЕКТС-ТКА по наземному и спутниковому каналам связи;
-	через бортовую вычислительную систему модуля СМ.
Для передачи ТМИ от телеметрической системы МБИТС-
ТКМ, кроме модифицированных средств БРТС с ЕКТС-ТКА,
используются собственные передатчики системы МБИТС-
ТКМ. Прием ТМИ осуществляется на отдельных наземных
командно-измерительных комплексах и отдельных изме-
рительных пунктах НАКУ КА Минобороны РФ и НАКУ КА
НСЭН. Отсюда через систему связи и передачи данных ТМИ
поступает на средства приема и коммутации полных по-
токов ТМИВК ЦУП для последующей обработки и анализа.
Передача телеметрической информации с борта корабля
«Прогресс МС», «Союз МС» реализуется двумя независи-
мыми способами: через модифицированную БРТС с ЕКТС-
ТКА; через собственные передатчики системы МБИТС-ТКМ.
24 октября 2017 г. на PC МКС внедрена новая версия ПМО
БВС СМ, позволяющая передавать аппаратную ТМИ в составе
массивов от БВС СМ от каждого из транспортных кораблей
«Союз МС», «Прогресс МС», пристыкованных к МКС.
Связь между транспортными кораблями «Союз МС»,
«Прогресс МС» и МКС на участке стыковки и сближения осу-
ществляется посредством межбортовой радиолинии. Через
МБРЛ на станцию передается телевизионное изображение
с бортового дисплея транспортных кораблей, затем это изо-
бражение через американские спутниковые и наземные сред-
ства передается в ЦУП Москвы.
В потоке телеметрической информации, независимо от
способа ее передачи, содержатся пакеты данных от аппара-
туры спутниковой навигации АСН-К. Полученные от АСН-К
данные совместно с измерениями текущих навигационных
параметров, получаемых от КИС «Клен», используются для
определения баллистических параметров кораблей «Про-
гресс МС», «Союз МС».
К перспективным модулям PC МКС, запуск которых пред-
усмотрен в 2020-2023 гг., относятся многоцелевой лабора-
торный модуль с улучшенными эксплуатационными характе-
ристиками (МЛМ-У), универсальный узловой модуль (УМ) и
научно-энергетический модуль (НЭМ).
На МЛМ-У установлена телеметрическая система МБИТС-
МЛМ, обеспечивающая передачу ТМИ на наземные прием-
ные станции ОКИК и ОИП через собственные передатчики
системы. В качестве бортовой радиотехнической системы
для решения задач командно-программного обеспечения
на МЛМ-У используется система «Квант-В» (эта система
использовалась для КА «Прогресс М», «Союз М» перед по-
следней модификацией). В качестве наземных средств ис-
пользуется командно-измерительная станция «Квант-П» на
ОКИК. Для телеметрического обеспечения система «Квант-В»
- «Квант-П» является резервной и может быть задействована
при возникновении проблем передачи ТМИ через собствен-
ные передатчики. Аппаратура спутниковой навигации на
МЛМ-У отсутствует.
Универсальный узловой модуль УМ («Причал», масса
модуля - примерно 4,5 т) предполагается вывести на ор-
биту PH «Союз-2.16» в составе корабля-модуля «Прогресс
М-УМ». Телеметрическая информация от УМ будет переда-
ваться в составе ТМИ «Прогресс М-УМ» с телеметрической
системой МБИТС-ТК и бортовой радиотехнической системой
«Квант-В».
Для управления научно-энергетическим модулем предпо-
лагается использовать как наземный, так и спутниковый конту-
ры управления. В качестве телеметрической системы будет ис-
пользована МБИТС-НЭМ. Передача ТМИ будет осуществляться
через аппаратуру ЕКТС, собственные передатчики ТМИ не
предусмотрены. На НЭМ предусмотрено использование широ-
кополосной системы связи, в состав которой входит абонент-
ская аппаратура ретрансляции «Поток-НЭМ», предназначенная
для организации высокоскоростного дуплексного канала связи
между НЭМ и наземными пунктами, в т. ч. с использованием
спутников-ретрансляторов МКСР «Луч». Состав принимаемой
и передаваемой информации включает командно-программ-
ную информацию, телевизионную информацию (со звуковым
сопровождением), аудиоинформацию, массивы цифровой ин-
формации и телеметрическую информацию.
Начиная с 2016 г. на телеметрическом комплексе ЦУП про-
водятся работы по обработке информации от PH «Союз-У»
«Союз-ФГ», «Союз-2.1 а», «Союз-2.16» и разгонных блоков
«Фрегат». В настоящее время в ЦУП осуществляются работы
по созданию комплекса базовых средств ТМО базового ЦУП
Госкорпорации «Роскосмос». До 2020 г. планируется создать
комплекс базовых средств ТМО на средствах дата-центра, ко-
торый позволит обеспечить:
-	масштабируемость средств приема, преобразования и
обработки полных потоков ТМИ в зависимости от структуры
входных потоков телеметрической информации, протоколов
обменов с источниками информации (средства спутникового
контура, НКУ и БКУ), количества пилотируемых, автоматиче-
ских и межпланетных КА;
-	прием и отображение информации по всем принимае-
мым потокам ТМИ (до 45 потоков) на экране в логических ок-
нах (имитатор блока визуального наблюдения, имя борта, чис-
ловые характеристики качества принимаемой информации);
-	развитие систем ТМО, предполагающее использование ти-
повых программных и технических решений, обеспечивающих
преемственность существующего и вновь разрабатываемого
специального программного обеспечения для приема и обра-
ботки телеметрической информации от различных источников;
-	хранение принятой измерительной информации в тече-
ние всего срока активного существования КА.
Планируемое расширение состава орбитальных группи-
ровок космических аппаратов, усложнение спектра решае-
мых задач предопределяет необходимость разработки новых
технологий управления. Реализация указанных работ позво-
лит создать значимый научно-технический задел для реше-
ния задач управления (в части телеметрического обеспече-
ния) при работах по перспективным лунным программам и
программам освоения дальнего космоса.
181
ФГУП ЦНИИмаш
Имитационное моделирование сложных
систем. Комплекс моделирования
и информационного обеспечения полетов
В 1985 г. в ЦНИИмаш были развернуты работы по разра-
ботке и созданию комплекса имитационного моделирования
в интересах проектирования, анализа, отработки и управле-
ния функционированием сложных космических систем спе-
циального назначения. Работы проводились силами отделе-
ния, возглавляемого д.т.н. И.К.Бажиновым. В 1991 г. в связи
с произошедшими в стране переменами эти работы были
прекращены.
Отделение И.К.Бажинова перешло в ЦУП-М, а занимав-
шийся созданием КИМ отдел приступил к разработке ими-
тационных моделей в интересах Единой системы коорди-
натно-временного обеспечения. Руководителем этих работ
был д.т.н. В.Н.Почукаев. Работы выполнялись и в интересах
зарождавшегося тогда в ЦУП-М информационно-аналитиче-
ского центра ЕС КВО.
С 1996 г. отдел начинает вплотную заниматься вопро-
сами моделирования и информационного обеспечения
полетов КА, управляемых из ЦУП-М. Этому способствовал
начавшийся переход на новую вычислительную технику на
базе микропроцессоров, который открывал доступ к пер-
спективным информационным технологиям и позволял
существенно повысить уровень информационного обеспе-
чения управления полетами КА. Одной из лабораторий от-
дела была поставлена задача сосредоточиться на создании
комплекса моделирования и автоматизированного инфор-
мационного обеспечения полетов.
В 1997 г. в период подготовки к запуску первого мо-
дуля МКС - ФГБ «Заря» в результате плодотворного взаи-
модействия отдела с представителями НПЦ им. Хруничева
КБ «Салют» было выпущено «Частное техническое зада-
ние на разработку математических моделей в интересах
информационного обеспечения ОГУ ФГБ и проведения
учебно-тренировочного процесса». После этого в том же
году вышло «Частное техническое задание на проведение
работ по организации комплекса автоматизированного
обеспечения РКА информацией о ходе полета модуля
ФГБ МКС». Эти документы легли в основу создания ИВК-
моделирования и информационного обеспечения полетов
в ЦУП-М.
Постепенно было налажено взаимодействие ИВК
МИОП со службой БНО ЦУП с целью передачи в ИВК бал-
листико-навигационной информации для моделирования
полета ФГБ, а также оформлено взаимодействие ИВК
МИОП с Хьюстонской группой поддержки в ЦУП-М для
использования компьютерной графики ИВК на средствах
отображения ХГП.
В конце 1990-х гг. в ЦУП ФГУП ЦНИИмаш была сформу-
лирована концепция развития Центра управления полетами
и моделирования (ЦУП-М) для повышения эффективности
выполнения Федеральной космической программы. Были
затронуты все основные направления деятельности ЦУП-М,
в т. ч. моделирование и визуализация процессов управления
сложными космическими комплексами и аппаратами. Был
создан принципиально новый информационно-вычислитель-
ный комплекс ИВК МИОП. Его цель - формировать и ото-
бражать информацию на коллективных средствах и рабочих
местах специалистов.
С 1 октября 1998 г., в связи с завершением этапа под-
готовки ЦУП-М к оперативным работам по ФГБ, а также с це-
лью интеграции усилий по использованию средств модели-
рования и визуализации для информационного обеспечения
управления полетом ФГБ, ИВК МИОП был включен в состав
службы КСО ЦУП.
20 ноября 1998 г. был произведен запуск на околозем-
ную орбиту первого модуля МКС - ФГБ «Заря». С этого
времени ИВК МИОП начинает участвовать в информаци-
онном обеспечении всех объектов, управляемых из ЦУП.
ИВК МИОП предназначен для круглосуточного информа-
ционного обеспечения полетов космических аппаратов,
находящихся в сфере интересов ЦУП, в режиме реального
времени для различных категорий пользователей на основе
баллистических и телеметрических данных на коллектив-
ных средствах отображения и рабочих местах специали-
стов. ИВК МИОП позволяет формировать и транслировать
разнообразную информацию одновременно для большого
количества пользователей (-100) - как специалистов, так
и неспециалистов. Он принимал и принимает участие в ин-
формационном обеспечении многих космических программ,
таких как орбитальный комплекс «Мир», Международная
космическая станция, КА «Океан-О», КА «Метеор-ЗМ», КА
«Сич-1М», МКА «Компас-2», КА «Фотон-М», КА «Ресурс-
ДК1», КА «Коронас-Фотон», «Морской старт», эксперимент
«Марс-500», КА «Канопус-В», МКСР «Луч», КА «Канопус-В-
ИК», КА «Спектр-РГ» и др.
Информационное обеспечение осуществляется по тех-
нологии «клиент - сервер». Информация круглосуточно
формируется на графической станции (сервер) в виде по-
следовательности растровых графических изображений и по
ЛВС в сжатом виде распространяется на рабочие места раз-
личным пользователям, у которых на персональных компью-
терах установлено соответствующее клиентское приложение
ИВК МИОП. Данное приложение принимает, распаковывает
и осуществляет отображение информации на экранах ком-
пьютеров пользователей. С определенных компьютеров ин-
формация через проекционные средства отображается на
коллективные средства в залах управления. По каналам связи
передается в Госкорпорацию «Роскосмос» и в центры управ-
ления партнеров по программе МКС.
Первыми клиентами ИВК МИОП были ОГУ ФГБ, служба
КСО ЦУП-М, служба БНО ЦУП-М, ХГП ЦУП-М, Российское
космическое агентство. В настоящее время комплекс обе-
спечивает информацией о полете КА, управляемых из ЦУП,
с использованием коллективных и персональных средств
отображения, специалистов ЦУП, Главной оперативной груп-
пы управления полетами РКК «Энергия», ФГУП ЦНИИмаш,
Роскосмоса, ФГУП «ЦЭНКИ», других предприятий и органи-
заций отрасли, представителей средств массовой информа-
ции, зарубежных партнеров по программе МКС и пр.
В 1999 г. начала создаваться, а в 2001 г. была введена
в опытную эксплуатацию автоматизированная система учета
и контроля использования технических средств и каналов
связи НКУ, задействованных при обеспечении управления
182
Глава 5
полетом PC МКС. Система создавалась для ГОГУ PC МКС и
Роскосмоса с целью обеспечения сбора, хранения и отобра-
жения данных с использованием новых информационных
технологий об использовании арендуемых средств НКУ PC
МКС Министерства обороны РФ. Создание этой системы
способствовало созданию в ЦУП ЦНИИмаш в 2008 г. первой
очереди Центра ситуационного анализа, координации и
планирования работы Гражданской компоненты Единого
ГосНАКУ КА и измерений.
В 2000 г. была достигнута договоренность с Центром
сбора, обработки и анализа информации из Голицыно о пере-
даче от них баллистической и телеметрической информации
в ИВК МИОП ЦУП на активном участке траектории полета PH
при запусках космических объектов на орбиту. Это позволило
организовать отображение информации о выведении КО на
орбиту в режиме реального времени по данным ТМИ.
Очень важным событием в развитии ИВК МИОП стала ор-
ганизация с 2000 г. взаимодействия со службой телеметриче-
ского обеспечения. Благодаря этому ИВК МИОП получил воз-
можность отображения компьютерных моделей в реальной
ориентации и положения подвижных элементов конструкции
в соответствии с обработанной ТМИ.
Информация, формируемая ИВК МИОП, базируется на
поступающих в ЦУП данных об измерениях текущих нави-
гационных параметров и о бортовых телеметрических пара-
метрах, поступающих в ЦУП с российских НИПов, а также
зарубежных Центров (ЦУП-Хьюстон и его региональная груп-
па ХГП). Кроме того, в ИВК МИОП поступают данные, полу-
чаемые от оперативных служб ЦУП и групп управления по-
летами, из Центра сбора, обработки и анализа информации
(Министерство обороны), ФГБУ НИЦ «Планета», от предпри-
ятий-разработчиков КА и других организаций.
В 2000 г. было разработано ПМО по визуализации рас-
крытия основных элементов конструкции после выведения
КА на орбиту, стыковки кораблей «Союз ТМ» и «Прогресс М»
с МКС и вида МКС в ориентированном полете с любого ра-
курса в режиме реального времени по данным ТМИ. Выведе-
ние и стыковка - это основные динамические участки полета
КО, сопровождаемые ТМИ и привлекающие к себе особое
внимание. Моделирование и визуализация полета КО в ре-
жиме реального времени на этих участках с использованием
элементов виртуальной реальности позволили значительно
дополнить информацию, предоставляемую телевидением,
а в некоторых случаях и полностью заменить ее. После осу-
ществления отображения процессов на этих участках полета
ИВК МИОП получил признание руководства и специалистов
ГОГУ PC МКС.
В 2002 г. было разработано СМО визуализированного
информационного обеспечения на завершающем участке по-
лета корабля «Союз ТМА». Этот участок практически не со-
провождается ТМИ (за исключением построения ОСК перед
спуском) и поэтому, в основном, моделирование и отображе-
ние процессов на этом участке полета осуществляется по рас-
четным баллистическим данным и в соответствии с инфор-
мацией, передаваемой экипажем и поисково-спасательным
комплексом. В том же году в ИВК МИОП был создан комплекс
метеорологического обеспечения и организован прием, об-
работка и отображение информации (на базе фотоснимков,
получаемых в электронном виде из ГУ НИЦ «Планета») об об-
лачности в районах старта, посадки КА, при проведении экс-
периментов по программе МКС.
В 2003 г. были осуществлены передача и отображение
графической информации, моделируемой ИВК МИОП, на ин-
дивидуальные терминальные средства отображения службы
ИСО ЦУП. Организация передачи этой информации была про-
ведена с использованием web-технологий и с помощью соз-
данного в ИВК МИОП сервера-ретранслятора.
Следующим этапом развития ИВК МИОП, наряду с со-
вершенствованием трехмерной графики, стала разработка
программного обеспечения для контроля состояния бор-
товых систем МКС с помощью мнемосхем по данным ТМИ.
Наглядное представление телеметрической информации
в виде мнемосхем дает возможность специалистам группы
управления быстро провести интегральную оценку состояния
интересующей бортовой системы без тщательного анализа
большого количества телеметрических параметров.
В настоящее время ИВК МИОП разрабатывает и сопро-
вождает большое количество приложений (более 100), ос-
нованных на телеметрической информации: мнемосхемы,
формуляры, мониторы отображений, программы установки
событий для автоматизации сценариев отображения. Для
сопровождения и контроля данных приложений, а также
систематизации сведений о телеметрических параметрах
(ТМ-параметрах), поступающих из ТМИВК (более 3000 ТМ-
параметров по обрабатываемым бортам), в 2014 г. было
разработано специальное программное обеспечение. В по-
следующие годы было разработано СМО по автоматическо-
му управлению отображением информации (в соответствии
с временным сценарием), что позволило значительно упро-
стить на некоторых участках работу операторов по отображе-
нию информации в режиме реального времени.
С 2007 по 2011 г. ЦУП принимал активное участие в экс-
периментальных работах, проводимых Институтом меди-
ко-биологических проблем в рамках 105- и 520-суточного
международного эксперимента «Марс-500». В ИВК МИОП
был разработан программный комплекс визуализации внеш-
него вида межпланетного экспедиционного комплекса в по-
лете к Марсу. Для информационного обеспечения данного
эксперимента в ИВК МИОП было разработано и продемон-
стрировано более 30 форм отображения и 2 компьютерных
видеофильма: «Пилотируемый полет на Марс» и «Модули
медико-технического комплекса ИМБП». Клиентское при-
ложение ИВК МИОП на период проведения 520-суточного
эксперимента было установлено на компьютеры командного
пункта ИМБП. Информационное сопровождение всех этапов
эксперимента в ЦУП осуществлялось на экранах главного
зала управления полетом.
ИВК МИОП функционирует круглосуточно и осуществля-
ет решение установленных задач в следующих режимах:
-	режим реального времени;
-	режим планирования;
-	режим послеполетного анализа;
-	режим обеспечения тренировок.
На сегодняшний день в ИВК МИОП разработаны и пре-
доставляются пользователям более 150 форм отображения
информации (сюжетов). Сюжеты - фиксированные темати-
183
ФГУП ЦНИИмаш
ческие наборы информационных элементов, использующие
мультимедийные динамические формы представления ин-
формации на основе визуальных образов. Только форм ото-
бражения состояния бортовых систем МКС в виде различных
мнемосхем - более 70. ИВК МИОП позволяет в режиме ана-
лиза осуществлять просмотр прошедших операций (выведе-
ния КА на орбиту, стыковки с МКС и т. п.) с использованием
архивной телеметрической и баллистической информации.
Комплекс является базовым и имеет широкие возможно-
сти для полноценного информационного обеспечения основ-
ных этапов полетов КА. Комплекс используется и может быть
использован в дальнейшем для трансляции информационно-
го обеспечения полетов КА из ЦУП в другие организации.
Требования к информационному обеспечению специали-
стов по управлению КА возрастают из-за усложнения самого
процесса управления. Возникает потребность в качественно
ином представлении полетных данных. Использовать уко-
ренившееся в задачах управления представление КА в виде
материальной точки или координатного фрейма сегодня уже
недостаточно, т. к. это во многих случаях не позволяет адек-
ватно анализировать ситуации и принимать верные решения.
Ранее в системе отображения ЦУП полетные данные
представлялись специалистам в знаковой форме в виде раз-
розненных наборов и статических диапозитивных чертежей.
Это затрудняло оперативную интерпретацию данных. Пред-
ставление полетных данных с помощью 30-визуализации
позволяет объединить телеметрию, баллистические расчеты
и данные о геометрической форме КА в единое наглядное
представление, задействующее естественные механизмы
зрительного восприятия и оценки пространственных соотно-
шений. Для достижения этой цели сегодня в ИВК МИОП соз-
дана индуцированная виртуальная среда, состояние объектов
в которой определяется состоянием их реальных аналогов.
В состав этих объектов входят как сами КА, информацию
о состоянии которых МИОП получает из ТМИВК ЦУП, так и
небесные тела, состояние которых определяется априорными
данными (каталоги, таблицы эфемерид и т. п.).
Преимущество представления информации в виртуаль-
ной среде заключается не только в образности как таковой,
но и в незамедлительной (без видимой задержки) реакции
на изменение состояния объектов и условий наблюдения, что
позволяет специалистам оперативно оценивать текущую си-
туацию с КА. 30-визуализация в виртуальной среде позволя-
ет специалистам детально представить взаимное положение
модулей КА и МКС, подвижных элементов конструкции (сол-
нечных панелей, радиаторов, манипуляторов и т. п.).
В последнее время в ИВК МИОП ведутся разработки в
области интерактивной визуализации - качественно ново-
го уровня информационного обеспечения. Релевантность
и информационная емкость, обеспечиваемые сочетанием
ЗО-представления и динамики, выводятся на новый уровень
благодаря предоставляемой пользователям возможности
управлять ракурсом наблюдения. Реализация этого преиму-
щества требует, чтобы синтез изображения осуществлялся
непосредственно на пользовательской машине. Это, в свою
очередь, влечет радикальные изменения в программном обе-
спечении: пересылка пользователю не изображений, а дан-
ных для создания изображения, задействование графическо-
го ускорителя в клиентском ПО, хранение априорных данных
на стороне клиента и др.
В 2015 г. в ИВК МИОП был создан комплекс интерактив-
ной визуализации для разработки интерактивных мнемосхем
состояния бортовых систем PC МКС. Ежегодно комплекс
модернизируется и дооснащается новыми формами пред-
ставления информации, теперь в него входят также инте-
рактивные ЗО-отображения внешнего вида МКС, процесса
раскрытия элементов конструкции транспортных кораблей
«Союз» и «Прогресс», процесса стыковки транспортных ко-
раблей с МКС, а также баллистические 30-схемы выведения
и орбит КА, схема спуска СА после разделения транспортного
корабля на отсеки. Ведется постоянная работа над созданием
новых отображений в рамках комплекса.
В настоящее время основным назначением ИВК МИОП
является автоматизированное обеспечение руководства и
специалистов ЦУП, оперативных групп управления поле-
тами, Роскосмоса, ФГУП ЦНИИмаш, других предприятий и
организаций, работающих по программам МКС и КА НСЭН,
представителей прессы, а также зарубежных партнеров ин-
формацией о ходе полета МКС и КА НСЭН, управляемых из
ЦУП. Информирование осуществляется круглосуточно в ре-
альном времени с использованием передовых компьютерных
технологий.
Индивидуальные средства отображения
информации
Индивидуальные средства отображения информации
предназначены для представления на рабочих местах специа-
листов по управлению космическими аппаратами и комплек-
сами результатов обработки телеметрической, командно-про-
граммной и баллистической информации, а также служебной
информации (графической по результатам моделирования,
справочной и другой вспомогательной информации).
Создание в ЦУП индивидуальных средств отображения на
всех этапах определялось уровнем развития вычислительной
и телевизионной техники в стране и мире. В 1973 г. в ЦУП
была введена в эксплуатацию система телевизионного ото-
бражения разработки НИИТ. Система обеспечивала отобра-
жение около 200 телеметрических параметров на 12 форму-
лярах.
В том же году для отображения телевизионной инфор-
мации в ЦУП была развернута система «Аргус-1» на 80 вхо-
дов и 210 выходов разработки МНИТИ. В качестве оконечных
устройств на рабочих местах специалистов ЦУП использова-
лись телевизионные мониторы с экраном 47 см.
В 1982 г. для вывода результатов обработки телеме-
трической и командно-программной информации на ра-
бочие места специалистов в ЦУП была внедрена система
УГУ-МЗЗЗ. Информация с устройств МЗЗЗ поступала на
входы телевизионного коммутатора «Аргус», а с его вы-
ходов - на телевизионные мониторы рабочих мест. Систе-
ма УГУ-МЗЗЗ являлась аппаратным комплексом, т. к. всю
логическую обработку информации для нее, кодировку
массивов данных, регенерацию изображений выполняли
телеметрический и командно-программный вычислитель-
ные комплексы. В реальном масштабе времени результаты
184
Глава 5
обработки информации поступали в УГУ-МЗЗЗ в алфавит-
но-цифровой или графической форме. Система УГУ-МЗЗЗ
преобразовывала поступающие данные в стандартный
телевизионный сигнал для последующей коммутации и ото-
бражения. Система обеспечивала отображение примерно
тысячи ТМ-параметров на 128 формулярах. Максимальное
количество единиц алфавитно-цифровой и графической
информации, отображаемых на экранах мониторов, состав-
ляло 2048 знаков (32 строки по 64 знака).
В 1987 г. при подготовке ЦУП к работам по программе
«Буран» была введена в эксплуатацию система взаимо-
действия пользователей на базе вычислительной маши-
ны СМ1210 и субкомплекса телевизионного отображения
(СКТО). Система взаимодействия пользователей была пред-
назначена для приема, хранения и отображения по запросам
специалистов ЦУП телеметрической, командно-программной
и справочной информации (в виде статических и динамиче-
ских формуляров). ТМ-информация отображалась в различ-
ных символьных и графических формах, таких как таблицы,
графики, мнемосхемы и их комбинациях. Система отображе-
ния на базе СМ12Ю-СКТ0 позволяла контролировать до не-
скольких тысяч формуляров по каждому объекту. Вычисли-
тельные и терминальные средства системы взаимодействия
пользователей были внедрены одновременно с монтажом
в залах управления унифицированных рабочих мест, в кото-
рых интегрировались все технические средства, обеспечива-
ющие эффективную круглосуточную работу специалистов
управления КА.
В это же время по программе «Буран» в ЦУП была вве-
дена в эксплуатацию система отображения телевизионной
информации «Аргус-2» на 200 входов и 300 выходов. Око-
нечные устройства на УРМ для систем «Аргус» и СКТО были
заменены на мониторы цветного изображения (ВКУ) с диаго-
налью 20» типов ВК51Ц51, ВК51Ц63 (Александровский теле-
визионный завод) и FINLUX.
Следующим этапом развития ИСО было внедрение в ЦУП
комплекса терминальных и сетевых средств ДИСК производ-
ства Ленинградского отраслевого НИИ связи. Принципиаль-
ной новизной данной системы было использование локаль-
ной вычислительной сети, по которой осуществлялась связь
СМ1210 с дисплейными устройствами на рабочих местах
пользователей.
С 1995 г. в ЦУП проводились работы по переоснащению
ИВК всех служб и переводу обработки и отображения инфор-
мации на современные программно-технические средства.
В то время производительность и ресурсы, необходимые
для решения задач обработки и отображения информации,
имели только вычислительные серверы и рабочие станции
RISC-архитектуры, поэтому комплекс ИСО ЦУП нового поко-
ления для управления ФГБ МКС создавался на базе серверов
семейства НР9000/800 в качестве центральной системы и ра-
бочих станций семейства НР9000/700 и Х-терминалов Entria
в качестве терминалов отображения информации на рабочих
местах специалистов ГОГУ PC МКС и служб ЦУП.
Высокая производительность серверов и рабочих стан-
ций, реализующих функции приема, хранения, обработки и
отображения информации, по сравнению с вычислительны-
ми средствами предыдущих поколений, графические воз-
можности терминалов, эффективная структура локальных
сетей, объединяющих в единую систему все вычислительные
и терминальные средства, привели к улучшению таких харак-
теристик, как объем входной информации, время обработки
команд, объем потребляемой электроэнергии, надежность.
Значительно увеличились объем и качество отображаемой
информации.
В1998-2000 гг. в процессе создания комплекса ИСО ЦУП
СМ был осуществлен перевод комплекса ИСО с рабочих стан-
ций RISC-архитектуры на ПЭВМ, имеющие аналогичные про-
изводительность, графические возможности и другие харак-
теристики, что позволило перейти к двухуровневой структуре
(клиент-сервер).
В то время основной операционной системой для ПЭВМ,
в т. ч. для Workstation PC, была ОС Windows. Эта система, по
сравнению с ОС Unix, имела ряд существенных недостатков,
которые не позволяли ее использовать в оперативном кон-
туре управления. С другой стороны, все СМО комплекса ИСО
было разработано под управлением ОС Unix. Поэтому первая
задача, которую пришлось решать при переводе отображе-
ния на ПЭВМ, - поиск ОС Unix для ПЭВМ на базе процессора
Intel. В то время единственным программным продуктом, от-
вечающим всем условиям надежности, масштабируемости и
поддержки была операционная система фирмы SCO.
Внедрение этой ОС (SCO Open Server Desktop Sys-
tem 5.0.4) позволило с минимальными издержками переве-
сти СМО терминала ИСО на ПЭВМ.
Программное обеспечение комплекса ИСО реализует про-
токолы взаимодействия со службами ЦУП (ТМО, КПО, БНО,
МИОП и др.) - источниками информации для отображения.
На рабочих местах реализуется унифицированный пользова-
тельский интерфейс. При этом в программном обеспечении
используются как типовые алгоритмы отображения, разра-
ботанные на основе накопленного в ЦУП опыта работы, так
и специальные - разработанными в соответствии с задания-
ми на отображение требуемой информации и отражающими
специфику конкретных работ.
Комплекс ИСО обеспечивает удобный и универсальный
интерфейс взаимодействия с пользователем. Формы пред-
ставления информации пользователям, прежде всего ото-
бражение в реальном времени, разрабатываются с высокой
степенью наглядности и информативности. В основу взаи-
модействия с пользователем положен многооконный графи-
ческий интерфейс с типовыми процедурами ввода запросов,
вывода и размещения информации на экране цветного мо-
нитора, индивидуального подбора экранной конфигурации и
цветовой гаммы и т. п. В системе реализуются как простые
формы запроса в виде номера формуляра отображения, так
и запрос информации через каскады меню с последователь-
ным выбором объектов, режимов, алгоритмов отображения.
Информация на экранах дисплеев пользователей представ-
ляется в виде типовых форм: алфавитно-цифровых кадров,
графиков, мнемосхем, гистограмм и т. п., - а также по спе-
циальным алгоритмам в соответствии с заданиями ГОГУ.
При этом на динамических формулярах информация фор-
мируется и изменяется в соответствии с функционировани-
ем процессов отображения типовых форм или специальных
алгоритмов.
185
ФГУП ЦНИИмаш
Виртуальный рабочий стол графического менеджера и
многооконный графический интерфейс СМО терминала ИСО,
реализованного на базе высокопроизводительной ПЭВМ под
управлением ОС Unix, обеспечивают одновременное ото-
бражение телеметрической информации (до 4 кадров) по
нескольким объектам управления, командно-программной,
баллистико-навигационной, графической, справочной и дру-
гой информации. Разработанный и реализованный в ЦУП
программно-технический комплекс ИСО позволяет обеспе-
чить отображение информации выполнением стандартизи-
рованных программных процедур, использованных при под-
готовке СМО и исходных данных по заданиям ГОГУ. Выдача
информации пользователям по их запросам осуществляется
с реакцией (интервалом времени от нажатия клавиши ввода
запроса до начала построения экранной формы) до 3 секунд
в зависимости от объема, источника и сложности формиро-
вания изображения.
Наряду с оперативной информацией, представляемой на
терминалах ИСО в реальном времени, специалисту ГОГУ для
принятия решений необходим просмотр данных как преды-
дущих сеансов связи по приему, обработке и отображению
ТМ-информации, так и по текущему сеансу связи. Для осу-
ществления этой возможности в составе комплекса ИСО раз-
работана база данных долговременного хранения информа-
ции и реализованы режимы послесеансного и оперативного
просмотра и документирования на сетевых принтерах, уста-
навливаемых в залах управления и помещениях поддержки
ГОГУ, ТМ-информации. Реализованный комплекс ИСО обе-
спечивал отображение ТМИ по 30 объектам управления, до
64 тыс. ТМ-параметров по каждому объекту на сотнях и ты-
сячах формулярах.
Современный комплекс ИСО сохранил двухуровневую
структуру, но работает под управлением операционной си-
стемы open SUSE Linux. Протоколы взаимодействия между
центральными серверами и терминалами ИСО были полно-
стью переработаны. Разработанное программное обеспече-
ние приобрело современный вид, высокую информативность
и позволяет отображать до 64 тыс. формуляров в многоокон-
ном режиме (до 24 на одном терминале ИСО) по 255 бортам
и до 128 тысяч ТМ-параметров по каждому борту. Разработан
унифицированный графический редактор для задания ото-
бражения ТМИ, что позволило значительно сократить время
на создание телеметрических формуляров. Реализованы
широкие возможности по удаленному администрированию и
функциональному контролю центральных серверов и терми-
налов ИСО, что значительно сократило время на подготовку
комплекса ИСО к обеспечению управления полетами ТПК,
ТГК и PC МКС.
Коллективные средства отображения
информации
История отображения информации на больших проек-
ционных экранах ЦУП начинается в 1970-е гг. За это время
пройден большой путь от оптических проекторов ПО, ПКО,
МПКО, ПС, МПС, ПГ, МПГ (ОМЗ, г. Изюм) и телевизионных
проекторов типа «Аристон» (СССР), «Эйдофор» (Швейца-
рия), General Electric (USA) до современных систем коллек-
тивного отображения информации высокой четкости. За поч-
ти 50 летнюю историю отображения информации на больших
экранах сменилось 7 поколений проекционного и телевизи-
онного оборудования КСО.
Наряду с развитием системы отображения коллективного
пользования ЦУП создавался и совершенствовался управ-
ляющий вычислительный комплекс КСО. Управляющий вы-
числительный комплекс коллективных средств отображения
прошел путь от машин «Днепр» через комплексы мини-ЭВМ
СМ-4 и СМ-1420 до сетевой системы визуализации инфор-
мации на КСО.
Важной вехой в развитии средств коллективного отобра-
жения ЦУП стал 1989 год, когда была введена в эксплуатацию
автоматизированная система управления модернизирован-
ными проекторами графики МПГ от управляющего вычис-
лительного комплекса, построенного на базе персональных
компьютеров архитектуры IBM PC. В1995 г. начались работы
по созданию комплекса отображения КСО нового поколе-
ния. Работа выполнялась в рамках подготовки к старту ФГБ.
К 1997 г. был создан телевизионный комплекс КСО, позво-
ляющий работать с любыми стандартами телевизионного
сигнала и компьютерной графики. Был внедрен видеокомму-
татор высокого разрешения с полосой пропускания 400 МГц,
который позволил обеспечить коммутацию компонентного
сигнала компьютерной графики на средства КСО ГЗУ ЦУП.
Был создан автоматизированный комплекс управления
средствами КСО (оптические и телевизионные проекторы)
на базе современных компьютеров IBM PC. Совместно с цен-
тром АЦП РАН были разработаны и изготовлены модули для
удаленного управления средствами КСО с помощью IBM со-
вместимых компьютеров.
С 2003 г. были разработаны и внедрены в эксплуата-
цию новые программно-технические средства отображения
информации коллективного пользования. Они позволили
полностью отказаться от устаревших оптических и телеви-
зионных проекционных систем, снизить более чем в 6 раз
энергопотребление оборудования КСО, уменьшить более
чем в 3 раза трудозатраты на обслуживание ТС, а также обе-
спечить необходимую надежность при отображении инфор-
мации на средствах КСО. Применение новых программно-
технических средств позволило унифицировать интерфейс
управления и вывода информации на технические средства.
Необходимость отображения на экране коллективного
пользования множества разнородных источников информа-
ции требует использования специальных дисплейных систем,
прежде всего достаточно большого размера для соблюдения
эргономических критериев восприятия информации коллек-
тивом, но также и высокого разрешения для передачи мно-
жества визуальных элементов информации без потерь и ис-
кажений.
Сегодня коллективные средства отображения ЦУП пред-
ставляют собой автоматизированную информационную че-
ловеко-машинную систему, в которой реализовано взаимо-
действие коллектива людей с техническим устройством. Это
взаимодействие реализуется в первую очередь через экраны
коллективного пользования. Такие экраны предназначаются
для отображения множества источников информации прак-
тически одновременно, что дает возможность коллективу
186
Глава 5
лиц воспринимать, анализировать данную информацию, об-
мениваться мнениями, делать выводы и аргументировать их,
апеллируя к визуально представленной информации «в ре-
альном времени» Основной задачей средств отображения
информации коллективного пользования является поддерж-
ка принятия стратегических решений на основе визуализации
и углубленной аналитической обработки оперативной инфор-
мации.
Коллективные средства отображения Центра управления
полетами решают следующие задачи:
-	визуализацию процессов полетных операций, отобра-
жение видеографической информации о ходе полета КА
разного класса в режиме реального времени, полученной
с использованием средств имитационного моделирования и
компьютерной графики, а также видеоинформации от внеш-
них и внутренних источников;
-	сбор и представление информационных материалов на
экранах коллективного пользования в залах управления пи-
лотируемыми и автоматическими КА НСЭН;
-	техническое обеспечение учебно-тренировочных и де-
монстрационно-презентационных мероприятий.
В качестве средств отображения информации на экра-
нах коллективного пользования, в зависимости от сценария
использования, количества пользователей и архитектурных
особенностей зала управления, используются видеостены из
проекционных модулей или ЖК-дисплеев, системы обрат-
ной либо прямой проекции. Система управления, которыми
подразумевает агрегацию залов управления и диспетчерских
пунктов в единую платформу и использование IP-сети в ка-
честве среды распространения видеосигнала. Разработанная
и введенная в эксплуатацию автоматизированная система
отображения коллективной информации на больших экранах
ЦУП обеспечила переход на цифровые стандарты отображе-
ния, а также позволяет ЦУП с использованием IP-сети пере-
давать потребителям информацию, в т. ч. контролировать со-
стояние и управлять оконечными техническими средствами
отображения.
Комплекс внешних и внутренних связей ЦУП.
Комплексы магистральной связи
К 1966 г. КВЦ НИИ-88 располагал следующими возмож-
ностям обеспечения связи. Это были несколько телефонных
каналов спецсвязи до узла «Гвардеец», по которым поступала
информация о ходе полета космических аппаратов для ру-
ководства, располагавшегося в зале на 4-м этаже корпуса 2,
телефонные каналы для работы специалистов технических
средств, баллистического и командно-программного обеспе-
чения («Гранит», ИЛУ).
К этому времени было организовано подразделение свя-
зи. Постепенно пришло понимание задач КВЦ в плане инфор-
мационного обмена КВЦ с НКУ МО, узлами связи Минсвязи
и взаимодействующими организациями, стала складываться
структура планируемого комплекса магистральных связей
КВЦ. Была согласована внутрисоюзная межведомственная
схема организации связи с предприятиями и ведомствами.
Начались работы по поэтапной реализации системы маги-
стральных связей Центра.
В 1968 г. были введены в действие система многока-
нальной дуплексной телефонной связи, созданная на базе
ламповой аппаратуры К-60 и соединившая КВЦ 60 теле-
фонными каналами с узлом связи «Лотограф» в г. Щелково,
магистраль телевизионной связи КМР-36 на базе лампового
оборудования, имевшая по две приемных и передающих си-
стемы широкополосной связи и работавшая на том же на-
правлении. Как правило, до начала работы в КВЦ для приоб-
ретения технических навыков специалисты отдела проходили
стажировку на объектах Минсвязи.
Использование связных магистралей позволило увели-
чить количество голосовых связей КВЦ с НКУ МО, обеспечить
надежный обмен баллистической и командно-программной
информацией, обеспечить прием телеметрической и телеви-
зионной информации. Они же позволили обеспечить прием
фототелевизионной информации - первых лунных панорам.
В начале 1970-х гг. связисты вместе с другими подраз-
делениями расположились в новом корпусе 22 КВЦ. Для
обеспечения круглосуточного руководства оперативными
работами специалистов службы связи в 1971 г. была орга-
низована «группа сменных руководителей службы связи»,
которая первоначально именовалась «группой дежурных
по связи». В том же году были введены в строй новые ка-
бельные магистрали и системы связи: многоканальная ду-
плексная телефонная связь на базе ламповой аппаратуры
К-60, соединившая КВЦ 60-ю телефонными каналами (узел
связи «Нейрон») с узлом связи «Баксан» (г. Москва, МОМ),
линейно-кабельные сооружения и линейное оборудование
телевизионной связи КМР-38 и КМР-39 на базе лампового
оборудования на направлении связи с Шаболовским техни-
ческим телевизионным центром и аналогичное для связи в
направлении узла «Резерв» (Медвежьи Озера).
Из-за временного отсутствия оконечного оборудования
в КВЦ системы использовались как транзитные. В соответ-
ствии с договоренностью две системы магистралей КМР-38
и КМР-41 были предоставлены Минсвязи для выдачи теле-
визионного сигнала на передающий пункт системы «Орбита»
и обратного контроля телевизионного сигнала этой системы,
полученного со спутника связи «Молния».
В конце 1971 г. в КВЦ и на Шаболовском телевизионном
центре введено в эксплуатацию оконечное оборудование ма-
гистралей связи КМР-38 (на двух системах) и КМР-39. Это
позволило принимать телевизионную информацию с космо-
дрома Байконур по магистрали КМ-23 и с НИП-10 (НИП-16)
по магистрали РРЛ-109.
В 1973 г. для организации обмена информацией с Остан-
кинским техническим телевизионным центром была произ-
ведена разрезка кабеля магистрали КМР-39 (на НУП-4), уд-
линение его концов и ввод их в техническую аппаратную APT
ГЦУ МС на 7-м этаже телебашни Останкинского телецентра.
На этот период времени пришлось управление полетом меж-
планетных аппаратов «Марс».
В период подготовки к работам по программе ЭПАС
в 1974 г. был организован обмен телевизионной информа-
цией между создаваемым Советским центром управления
полетами и узлом связи «Ясень» (ЦПК им. Ю.А.Гагарина),
также был подготовлен специальный комплекс аппаратуры
для связи с космонавтами. Были разработаны специальные
187
ФГУП ЦНИИмаш
пульты, изготовлением которых занималось предприятие
в г. Рыбинск. В ЦУП это оборудование было доработано,
скомплексировано с имевшимся оборудованием и каналами
связи и введено в эксплуатацию.
Специалистами Минсвязи совместно с ЦУП была разра-
ботана схема организации международных каналов между
СЦУП и ЦУП-Хьюстон. приобретено оборудование, выполнен
монтаж и введена в эксплуатацию аппаратная коммутации
и распределения телевизионной информации со звуковым
сопровождением «Олень-Д». Появилась возможность опе-
ративной и надежной коммутации телевизионных сигналов,
получаемой от смежных узлов связи, на абонентов ЦУП и
внешних потребителей телевизионной информации. Во вре-
мя работы по программе ЭПАС специалисты СЦУП и Минс-
вязи обеспечивали взаимодействие Московского и Хьюстон-
ского центров управления полетом.
Начиная с 1974 г. приступили к проектированию многока-
нальной телефонной связи ЦУП на базе более совершенного
полупроводникового оборудования типа К-60П. Установлен-
ное ламповое оборудование К-60 постепенно заменялось на
К-60П.
С 1974 по 1982 г. связистами ЦУП введено в эксплуата-
цию разнообразное оборудование многоканальной дуплекс-
ной телефонной связи между ЦУП (позывной «Нейрон») и
узлами связи «Гвардеец», «Пролив», «Лотограф», «Белуга»,
с Междугородной телефонной станцией МТС № 5 (ЛАЗ № 3).
Созданные магистрали связи позволили успешно провести
работы по управлению космическими станциями «Салют-6»,
«Салют-7», «Алмаз», «Радуга». Аналогичные дуплексные
магистрали создавались и при подготовке к программе
«Энергия-Буран». Они выполнены с использованием полу-
проводникового оборудования. Каждая магистраль имела по
две широкополосные телевизионные системы и по шесть ду-
плексных каналов третичных телевизионных групп, предна-
значенных для информационных потоков средней скорости.
Использовался также электронный коммутатор телевизион-
ных сигналов со звуковым сопровождением типа КТВ-20х20
(матрица на 20 входов и 20 выходов) в аппаратной распре-
деления телевизионных каналов в ЦУП. Коммутатор создан
в ЦКБ Минсвязи на договорных началах по техническому за-
данию ЦУП.
Примерно в это же время завершено создание аппарат-
ной распределения телевизионных каналов. Установлены
по два комплекта аппаратуры коррекции параметров ко-
аксиальных соединительных линий ПРС-420 и аппаратуры
автоматического измерения параметров телевизионных сиг-
налов с цифровым представлением результатов измерения
«Измерение-С», стенд с цифровыми видеоконтрольными
мониторами ВК40-Ц61 (18 штук), генератор телевизионных
испытательных сигналов С-1462.
В1988 г. магистраль телевизионной связи КМР-36, изна-
чально созданная на базе лампового оборудования К-1920,
переведена на полупроводниковое. Заменено оборудование
оконечных станций на узлах связи «Нейрон» и «Лотограф»
и на необслуживаемых пунктах. Назначение четырех систем
оставлено без изменения. Каналы приема телевизионной
информации до узла связи «Лотограф» обеспечили прием
бортовой ТВИ через спутники связи «Молния» и геостацио-
нарный спутник «Луч», К1990 г. ЦУП имел 12 систем много-
канальной телефонной связи (около 600 индивидуальных ка-
налов) и 16 телевизионных приемных и передающих каналов.
Наличие достаточного количества телефонных и телевизион-
ных каналов связи позволило успешно провести работы по
программе ОПК «Мир», а в дальнейшем и МКС.
Существующие в ЦУП системы тонального телеграфи-
рования обеспечивают обмен телеграфной информацией
по баллистической, командно-программной и специальной
тематике между ЦУП, НКУ МО и др.
С 1967 по 1982 г. в состав службы связи входил аппа-
ратный комплекс приема и обработки фототелевизионной
информации, получаемой с астротелефотометров, установ-
ленных на космических аппаратах дальнего космоса. Техни-
ческий комплекс состоял из аппаратуры обработки сигналов,
регистраторов на фотонегативы, бумагу и магнитную ленту.
Специалисты отдела выполняли регистрацию на фотонегати-
вы размером 24 х 30 см. Изготовленные в ЦУП фотоснимки
панорамы поверхности Луны и Венеры направлялись в Мин-
общемаш, передавались средствам массовой информации,
отсылались в руководящие органы партии и правительства.
Комплекс фототелевизионной регистрации обеспечил при-
ем информации с объектов дальнего космоса: «Луна-9»,
«Луна-13», «Луноход-1», «Марс-71», «Марс-73», «Венера-9»,
«Венера-10», «Венера-13», «Венера-14».
К концу 1990-х гг. ситуация с магистральными каналами
связи обострилась. Во-первых, сильно выросли тарифы на
эксплуатационно-техническое обслуживание магистралей,
находившихся в собственности ЦНИИмаш. Во-вторых, маги-
стральные кабели повреждались коррозией и выходили из
строя, что нарушало работоспособность технического ком-
плекса и требовало внеплановых материальных затрат на
проведение ремонтных работ. В-третьих, аппаратура НУПов
и оконечных станций морально устарела и была сильно изно-
шена. Наконец, в мире возникла тенденция перевода средств
связи на новые физические принципы и новую транспортную
среду. После проведения финансовой и технической оценки
ситуации было принято решение о переводе средств связи
ЦУПа на оптоволоконную среду региональных операторов
связи и замену старых аналоговых средств на цифровые
средства связи. Начался перевод направлений связи на опто-
волоконные сети. В качестве каналообразующей аппаратуры
выбран мультиплексор Megaplex-2100 производства фирмы
RAD data communications. 6 августа 2008 г. было проведено
полное отключение и снятие с эксплуатации старых систем
типа К-60П. С этого момента прием телевизионной инфор-
мации производится по оптоволоконному кабелю от узла
связи ФГУП «ЦЭНКИ». При этом в ЦУП используется кана-
лообразующая аппаратура российского производства АПЦП
в цифровом потоке 4 Е1 или аппаратура ОВИ-С в цифровом
потоке Е1. ФГУП «ЦЭНКИ» получает информацию по цифро-
вым сетям ЗАО «Компания ТрансТелеКом» или по цифровым
каналам спутниковой системы связи «Приморка» от НИПов
на территории РФ. Опытная эксплуатация этого оборудо-
вания началась с января 2008 г. Следует отметить, что при
выполнении переоснащения линейно-аппаратных залов, про-
веденном без перерывов в оперативных работах, сотрудника-
ми службы была проделана объемная работа по демонтажу
188
Глава 5
старого оборудования, разборке металлических конструкций,
выносу из помещения и утилизации металлических изделий,
монтажу нового оборудования. Проведено изучение, осво-
ение и включение в работу оборудования, работающего на
других принципах и по другим протоколам связи.
В марте 2009 г. был проведен первый телевизионный се-
анс связи с использованием модернизированной аппаратной
распределения телевизионных каналов ЦУП, созданной на
базе коммутаторов и усилителей-распределителей видео- и
аудиосигналов отечественного разработчика и производите-
ля телевизионного оборудования (ООО «Профитт», г. Санкт-
Петербург). Емкость коммутационного поля была увеличена
с 20 х 20 до 32 х 32, внедрена новая система видеоконтроля.
В 2010-2011 гг. разработана рабочая документация и
выполнены работы по созданию, испытанию и вводу в экс-
плуатацию средств канала обмена голосовой информации на
базе ВОЛС между телекоммуникационными узлами корп. 100
и корп. 022 ФГУП ЦНИИмаш. В составе узла магистральной
связи ЦУП создан пункт управления многофункциональной
сети связи и передачи данных (ПУ МССПД) наземного ком-
плекса управления. Средствами ПУ МССПД обеспечивается
контроль использования наземных и спутниковых каналов
связи и управление информационным обменом во время се-
ансов связи, между наземными станциями и центрами управ-
ления полетом КА - заказчиками средств НАКУ КА НСЭН и
измерений по обеспечению управления КА НСЭН. В процессе
развития телевизионного комплекса в 2011-2014 гг. выпол-
нена полная реконструкция АРТК. К 2015 г. закончены работы
по переводу АРТК на коммутацию цифровых ТВ-сигналов.
В 2016-2018 гг. дальнейшее развитие телевизионных
технических комплексов было связано с переводом теле-
визионного обмена с внешними и внутренними абонентами
на цифровые сигналы, включая сигналы высокой четкости
(HD). Были успешно проведены работы по переоснащению
современным оборудованием и организации таких обменов
с ТЦКМТ (АКТП) ПАО «Ростелеком» в Останкино для обеспе-
чения ЦУП высококачественными телевизионными сигналами
с космодрома Байконур, мест посадки КА «Союз», с зарубеж-
ными партнерами по программе управления полетом МКС -
NASA, ESA, а также для информационного обеспечения СМИ.
Также был модернизирован комплекс видеоконференцсвязи
ЦУП, успешно обеспечивающий с 2005 г. проведение через
ЦУП многочисленных телемостов между экипажами МКС и
сторонними образовательными, общественными и другими
организациями, заинтересованными предприятиями и СМИ
как в России, так и за рубежом.
Развитие средств оперативно-командной
внутренней связи ЦУП
Формирование оперативно-командной внутренней связи
как самостоятельного направления при решении целевых
задач управления полетом претерпело в своем развитии не-
сколько этапов.
Первый этап охватывает 1974-1989 гг. Это период фор-
мирования средств оперативно-командной внутренней связи
для подготовки к совместным работам по программе ЭПАС
и эксплуатации технических средств по программам пилоти-
руемого космоса в рамках проведения ЛКИ долговременных
орбитальных станций «Салют» и «Мир». С этим временем
связано оснащение рабочих мест ГЗУ, трех малых залов
управления и помещений групп поддержки корпуса 22 пуль-
тами связи ГО-П, аппаратами AA-I и созданием комплексов
циркулярных и индивидуальных избирательных связей на
базе аппаратуры «Лютик», блоков циркулярной связи БУ-28
и ОДГТС, звукоусилительными станциями ЗС-250 и ЗС-25,
а также развитие средств автоматизированных телефон-
ных связей ЦУП и средств звукорегистрации (магнитофоны
МН-61 и т. д.).
Активное развитие национальных пилотируемых про-
грамм потребовало создания в структуре НКУ специализиро-
ванного комплекса радиосвязи с экипажами пилотируемых
КА: в 1986 г в ЦУП была введена в строй система радиосвязи
с экипажем «Раскат-НЦ», разработанная МНИИРС. Она по-
зволила наряду с ведением голосовой связи «Борт-Земля»
вести одновременную передачу речи и телеграфных сообще-
ний на борт и обратно.
Ко второму этапу развития комплекса ОКВС относится пе-
риод подготовки ЦУП к старту космической системы «Энер-
гия» - «Буран», в т. ч.:
-	1985-1986 гг. - совместная с ОКБ «Импульс» (г. Рига)
разработка и испытание фрагмента системы оперативно-ко-
мандной внутренней связи на базе серийно выпускаемых из-
делий связи, поставляемых Министерству обороны;
-	1986-1989 гг. - изготовление, поставка, монтаж, пу-
ско-наладка и ввод в эксплуатацию аппаратных комплексов
оперативно-командной связи АКОС-6, средств магнитной
регистрации (многоканальная аппаратура фирмы Philips),
трансляции циркуляров (усилительный комплекс 400 СУМ),
АТСКЭ «Квант» и многофункциональной станции админи-
стративной связи SLO-ЮОО (Финляндия) в новом корпусе
Центра управления;
-	создание аппаратных комплексов в корпусе 100 для
программы «Энергия» - «Буран» формировалось парал-
лельно с обеспечением проводимых оперативных работ по
программам долговременных орбитальных станций типа
«Салют», «Мир» и других национальных и международных
программ; при этом в 1987 г. подразделения ОКВС были вы-
делены в самостоятельную штатную структуру ЦУП.
Третий этап модернизации средств ОКВС - участие
в комплексной модернизации «старых» залов управления
корпуса 22 и соответствующих помещений групп поддерж-
ки. Проведенная в конце 1980-х гг. модернизация комплек-
сов ОКВС в общей сложности позволила обеспечить пер-
сонал ГОГУ и ЦУП следующими оперативно-командными
связями: 1413 циркулярных связей, 2176 прямых связей,
2769 связей с АТС, 986 связей с СЛО-Ю00. Кроме того,
модернизация технических средств комплексов ОКВС обе-
спечила регистрацию 60 каналов звуковой информации, 30
- в сеть прослушивания 20 каналов звуковой информации,
конференц-связь 20 абонентов.
Таким образом, сложившийся комплекс оперативно-ко-
мандных связей ЦУП позволил обеспечить решение задач це-
левого назначения до 2000 г. без принципиальных доработок,
включая взаимодействие с системами голосовой связи зару-
бежных Центров управления в период совместной работы
189
ФГУП ЦНИИмаш
с техническими средствами NASA, используемыми как при
проведении программы «Мир», так и в дальнейшем для МКС.
При этом в 1998 г. произошло объединение служб внешних
и внутренних связей ЦУП в единую службу магистральных и
внутренних связей.
Вместе с тем проведение программ по международному
сотрудничеству предъявляло новые требования к обеспече-
нию связи. Так, силами специалистов отдела 8302 в 1999 г.
в рамках темы ОКР «Центр» было разработано техническое
задание и техно-рабочая документация на цифровой ком-
плекс звукорегистрации, осуществлена закупка оборудова-
ния, выполнены монтажные и пуско-наладочные работы. Су-
щественной доработке подвергся и комплекс звукоусиления,
обеспечивающий в настоящее время более 350 рабочих мест
по 10 циркулярам.
Частичная модернизация средств автоматической теле-
фонной связи начата с проведения в 2003 г. ввода в эксплуа-
тацию выносного комплекта межведомственной АТС DEFINITY
и системы внутренних административных связей на базе
АТС HICOM-130, продолжена в 2007 г. с установкой и вво-
дом оборудования цифровой АТС ЦУП AVAYA. В то же время
необходимо отметить, что в основе построения аппаратуры
оперативно-командной связи заложены схемные решения,
технология и элементная база конца 1970-х гг. с присущи-
ми аналоговой технике общими недостатками. В последние
годы возросла интенсивность отказов, а восстановительный
ремонт затруднен, т. к. применяемые элементы уже сняты
с производства.
В связи с этим с 2006 г. ЦУП проводились работы по
замене морально и физически устаревших средств ОКВС,
введенных в эксплуатацию в 1987 г. По техническому зада-
нию ЦУП на базе УПАТС «Эпотел» был разработан вариант
спецкомплекса цифровой системы циркулярообразования,
разработка и реализация которого полностью выполнена
российским производителем телекоммуникационного обо-
рудования. Спецкомплекс цифровой системы циркуляроо-
бразования на базе отечественной УПАТС «Эпотел» уком-
плектован цифровыми телефонными пультами связи также
отечественного производства, которые взаимодействуют
с оборудованием станции по ISDN-протоколу. Следует отме-
тить, что данный спецкомплекс по существу являлся новым
поколением системы циркулярных связей ЦУП и предназна-
ченной для обмена открытой голосовой информацией, ис-
пользующейся специалистами в различных контурах управ-
ления полетами КА, обеспечения связи с экипажами КА,
а также для организации взаимодействия смежных струк-
тур, включая центры управления России, США, Европейско-
го космического агентства.
В соответствии с техническим заданием ЦУП было раз-
работано специализированное программное обеспечение
для реализации функции организации циркулярных свя-
зей, широко применяемых в процессе управление полетом.
Разработанная система циркулярообразования обеспечила
специалистам неблокируемый доступ в те или иные цирку-
ляры, полностью сохраняя принятую технологию голосового
обмена при управлении и организации связи ЦУП, имеющую
многолетний положительный опыт в процессе проведения
национальных космических программ.
Работы выполнялись поэтапно, заменой аналоговых
средств на цифровые, интегрируемые в действующую систе-
му. При этом полностью сохраняется существующая техноло-
гия голосового обмена при управлении полетом космических
аппаратов. Внедряемый цифровой комплекс ОКВС позволит
в десятки раз сократить объем аппаратуры центрального
ядра системы, задействованных кабельных сетей, значитель-
но снизит энергопотребление.
В результате перевода средств связи ЦУП на цифровые
технологии, в т. ч. ввод в эксплуатацию вышеуказанного
спецкомплекса цифровой оперативно-командной циркуляр-
ной связи, практически в 20 раз позволит сократить объем
аппаратуры внутренних оперативно-командных связей и
в сотни раз уменьшит количество задействованной кабель-
ной сети, которую можно будет привести к структурирован-
ному виду.
Проведенные в 2006-2008 гг. работы по вводу цифровой
системы циркулярообразования позволили:
-	ввести в эксплуатацию первую очередь цифровой си-
стемы оперативно-командной внутренней циркулярной связи
ЦУП;
-	оснастить рабочие места персонала трех залов управле-
ния полетом (64 рабочих места) цифровыми пультами связи;
-	проводить переоснащение помещений ЦУП средствами
цифровой телефонной связи с предоставлением современ-
ного сервиса услуг связи;
-	модернизировать технические средства вывода зву-
ковой информации, циркулярных и внутренних связей,
телефонных связей, предназначенных для обеспечения голо-
совой информацией членов госкомиссии о спуске транспорт-
ных пилотируемых кораблей «Союз ТМ-А», посадке спускае-
мых аппаратов и эвакуации экипажа;
-	обеспечить двухстороннюю связь руководства Роскос-
моса, госкомиссии и технического руководства с экипажем
МКС с балкона представительской зоны ГЗУ корпуса 100 ЦУП.
В 2016 г. специалистами ЦУП были начаты работы над
созданием Центра циркулярообразования ЦУП для обеспе-
чения циркулярной связью объектов наземного комплекса
управления PC МКС, задействованных при управлении за-
пусков, управлении автономными полетами транспортных
пилотируемых и грузовых кораблей («Союз МС», «Про-
гресс МС»), Следующим этапом развития технических ком-
плексов циркулярной связи ЦУП является организация связи
на базе унифицированной коммуникационной платформы
с территориально разнесенной архитектурой построения
системы для обеспечения сопряжения с существующими
комплексами циркулярообразования и связи ЦУП ФГУП
ЦНИИмаш, объектов Министерства обороны РФ, космодро-
мов Байконур, Восточный и вновь вводимых объектов назем-
ного автоматизированного комплекса управления Роскосмо-
са, в т. ч. обеспечение возможности подключения цифровых
каналов VoIP с поддержкой протокола SIP.
В 2011 г. выполнены работы по созданию комплекса
программно-технических средств информационного обе-
спечения принятия решений Руководства по программе МКС.
Техническое оснащение осуществлено с учетом требований
и стандартов, предъявляемых к конференц-услугам, и обо-
рудовано современными моделями аудио-, видео- и презен-
190
Глава 5
тационного оборудования, сочетающего в себе возможности
зала для проведения совещаний, конференций, презентаций,
теле- и видеоконференций.
Также в 2012-2018 гг. получили дальнейшее развитие
технические комплексы автоматической телефонной свя-
зи, голосовой связи с экипажами пилотируемых станций и
космических аппаратов, регистрации и хранения голосовой
информации и звукоусиления конференц-залов. При этом
осуществлялся переход на цифровые технологии обработки,
коррекции и коммутации обработанных звуковых сигналов.
Внедрялись новые цифровые технологии озвучения залов
управления и конференц-залов с использованием электро-
акустического захвата и динамической обработки звука.
Развитие вычислительных средств
баллистического информационно-
вычислительного комплекса
Вычислительная техника, являющаяся основой БИВК,
прошла большой путь развития от ламповых ЭВМ до микро-
процессоров большой мощности за сравнительно короткий
промежуток времени. Если производительность первых ЭВМ
измерялась сотнями операций в секунду и занимали они
большие помещения, то современные микропроцессоры по-
мещаются на ладони и их производительность измеряется
десятками тысяч MIPS (миллион инструкций в секунду) и де-
сятками тысяч MFLOPS (миллион вычислений с плавающей
запятой). Первые ЭВМ не имели операционной системы, и
данные, инструкции надо было вводить с пульта, в то время
как современные персональные ЭВМ имеют операционную
систему с графическим интерфейсом, содержащую миллио-
ны инструкций, развитую систему различных периферийных
устройств и могут связаться с миллионами ЭВМ по всему
миру с помощью глобальной сети Internet.
Первым шагом на пути развития вычислительной базы
ЦНИИмаш было приобретение в 1958 г. универсальной циф-
ровой вычислительной машины «Урал-1», которая имела про-
изводительность всего лишь 100 оп./с. В 1960 г. был сфор-
мирован Вычислительный центр, в котором на тот момент
работали УЦВМ «Урал-2» (1000 оп./с), БЭСМ-2 (2000 оп./с) и
2 УЦВМ М-20 (20000 оп./с).
В период интенсивного развития вычислительной базы
НИИ-88 происходил постепенный переход от ламповой к по-
лупроводниковой технике. Первые отечественные УЦВМ по-
лупроводникового исполнения М-220, БЭСМ-4, по существу,
повторяли архитектуру предшествовавших ламповых ЭВМ.
Конечно, они были более экономичны в эксплуатации и бо-
лее надежны в работе, но каких-либо принципиально новых
вычислительных качеств не имели.
Принципиально новым направлением развития отече-
ственной вычислительной техники была разработка машины
БЭСМ-6. В ЦНИИмаш она появилась в 1968 г. Всего же было
приобретено 6 комплектов таких машин. Машины БЭСМ-6
использовались до 1989 г., т. е. свыше 20 лет. Столь долгая
«жизнь» этой УЦВМ, по мнению ее разработчиков, была обе-
спечена следующим рядом факторов:
-	удачным выбором системы базовых элементов, имею-
щих хорошую надежность;
-	внедрением новейших для своего времени архитектур-
ных решений (конвейерного метода обработки данных, вир-
туальной памяти, системы прерываний вычислений, наличие
операционной системы);
-	относительно низкой стоимостью машины (около
650 тыс. руб. в ценах 1975 г.);
-	наличием широкого спектра средств общего матема-
тического обеспечения, в создании которого принимали
участие большое количество отечественных организаций и
специалистов социалистических стран.
Следует отметить, что баллистическое обеспечение про-
граммы ЭПАС было реализовано на ЭВМ БЭСМ-6. Эта ма-
шина, одним из создателей которой является академик РАН
В.А.Мельников, проведший огромную работу по внедрению и
развертыванию БЭСМ-6 в ЦУП, была самой удачной работой
ее разработчиков. Другая разработка, названная АС-6, вы-
полненная по совместному техническому заданию трех бал-
листических центров (ЦНИИмаш, ИПМ, в/ч 73790), должна
была создаваться на новой элементной базе, но по ряду при-
чин этого не произошло. Поэтому комплекс АС-6, предназна-
чавшийся для связи БЭСМ-6 с многочисленными каналами
передачи информации, так и не получил дальнейшего раз-
вития. Он был введен в эксплуатацию в 1979 г. во всех трех
баллистических центрах и использовался вплоть до 1991 г.
для обмена данными со средствами слежения командно-из-
мерительного комплекса и дублирующими баллистическими
центрами.
В конце 1970-х - начале 1980-х гг. идея создания су-
перЭВМ стала насущной необходимостью для проведе-
ния в жизнь крупных проектов по освоению космоса. Уже
в 1975 г. стало ясно, что для обеспечения управления поле-
тами перспективных космических систем («Буран», «Мир»,
«Марс»), в особенности при работе с несколькими космиче-
скими аппаратами, необходимы комплексы с более высокой
производительностью и надежностью, чем используемые
в то время. Из отечественных разработок того времени нужно
отметить ЕС-1191 (разработка НИЦЭВТ), серию «Эльбрус-1,
-2» (разработка ИТМиВТ), «Электронику СС-БИС» (разработ-
ка НИИ «Дельта»).
В рамках создания комплексов «Эльбрус» был разрабо-
тан комплекс «Эльбрус-1 К2», который представлял собой
несколько центральных процессоров с системой команд
БЭСМ-6, взаимодействующих с компонентами и периферий-
ным окружением комплекса «Эльбрус-1».
История создания этих комплексов такова. При состав-
лении технического задания на разработку вычислительной
системы «Эльбрус» была поставлена задача программной
совместимости с УЦВМ БЭСМ-6. Это условие обеспечивало
преемственность огромного объема программ, написанных
для БЭСМ-6.
В процессе разработки системы «Эльбрус» была создана
т. н. интегральная БЭСМ, впоследствии - вполне закончен-
ная ЭВМ «Эльбрус-КБ», которая могла работать как в режиме
БЭСМ-6, так и в расширенном режиме (с дополнительными
командами, увеличенной разрядностью команд и чисел). На
комплексе «Эльбрус-1 К2» (два двухпроцессорных комплек-
та) с 1989 по 1998 г. велась обработка баллистической ин-
формации.
191
ФГУП ЦНИИмаш
Однако уже в начале 1990-х гг. остро встал вопрос
об экономии тепло- и энергоресурсов на предприятии и
в ЦУП. В то же время отечественный рынок вычислитель-
ной техники начал заполняться импортными персональ-
ными ЭВМ, рабочими станциями и серверами. Важным
преимуществом импортной вычислительной техники пе-
ред «Эльбрусом-КБ» были их большая надежность и де-
шевизна эксплуатации. В 1993 г. появилась возможность
перевода вычислительной базы баллистического ком-
плекса ЦУП на ПЭВМ, рабочие станции и сервера фирмы
Hewlett Packard (HP).
В 1995 г. начал свою работу БИВК ПКК «Мир», который
на первом этапе состоял из двух серверов, четырех рабо-
чих станций и 10 ПЭВМ фирмы HP. Все они объединялись
в локальную сеть с помощью двух концентраторов той же
фирмы. К двум ПЭВМ с помощью модемов подключили
два комплекта приема измерений текущих навигационных
параметров системы «Железняк», один из которых еще
работал с БИВК на базе комплекса «Эльбрус-1 К2».
В 1997 г. был окончательно сформирован БИВК ПКК
«Мир», который состоял из центрального ядра на базе
серверов фирмы HP и двух оперативных линеек, каж-
дая из которых включала в себя по три рабочих станции
и семь ПЭВМ фирмы HP. С созданием данного комплек-
са началась новая эра в развитии вычислительной базы
БИВК, которая характеризуется стремительным увеличе-
нием вычислительной мощи и уменьшением площадей,
занимаемых комплексом.
В конце 1990-х гг., после заключения американо-рос-
сийского соглашения по созданию Международной кос-
мической станции, возникла необходимость в создании
БИВК PC МКС. Он создавался на базе БИВК ПКК «Мир».
В период совместной эксплуатации PC МКС и ПКК «Мир»
для проведения OP по PC МКС использовалась большая
часть оборудования БИВК ПКК «Мир».
Далее рассматривается создание БИВК PC МКС по эта-
пам.
1997-1998 гг. Создание БИВК ФГБ. На первом эта-
пе был создан БИВК для обеспечения работ по ФГБ на
базе технических средств БИВК ПКК «Мир». Был создан
командный пункт БНО по объекту ФГБ. КП БНО был обо-
рудован рабочими местами на базе ПЭВМ (5 шт., из них
один файл-сервер), УРМ с монитором «Аргус», индикато-
ром времени и связями в соответствии с утвержденными
матрицами.
1999-2000 гг. Создание БИВК СМ. На втором этапе
в дополнение к БИВК ФГБ создан БИВК СМ. БИВК СМ
включал в себя новый вычислительный сервер К-100, две
рабочие станции HP 712-100 и 5 ПЭВМ фирмы HP. Также
этот этап характеризуется переходом на новую операцион-
ную систему для серверов и рабочих станций HP-UX 10.20
и новую операционную систему для ПЭВМ Windows-98.
В середине 2000 г. комплекс был сдан в опытную эксплу-
атацию.
2001 г. До сведения с орбиты ОПК «Мир» БИВК под-
разделялся на следующие компоненты:
-	ресурсы, используемые только при БНО ПКК «Мир»;
-	ресурсы, используемые только при БНО ФГБ и СМ;
-	совместно используемые ресурсы.
После сведения с орбиты ПКК «Мир» была проведе-
на реконфигурация БИВК, часть устаревших технически
средств с наиболее низкими техническими характеристи-
ками была выведена из оперативного контура, а на базе
остальных создан БИВК PC МКС. Он состоит из аппарату-
ры «Железняк» по приему ИТНП, серверов, сгруппирован-
ных в центральную систему (ядро) БИВК, которое обслу-
живает все целевые и обменные программные комплексы
БНО PC МКС, и двух оперативных линеек, состоящих из
автоматизированных рабочих мест на базе ПЭВМ специ-
алистов.
2002-2003 гг. Создание и включение в БИВК про-
граммно-аппаратных комплексов для решения новых
задач БНО. В процессе БНО PC МКС возник ряд новых
задач. Для решения этих задач был создан ряд новых
программно-аппаратных комплексов. Чтобы не затраги-
вать сложившуюся структуру БИВК PC МКС, каждый про-
граммно-аппаратный комплекс был выделен в отдельный
оперативный контур, непосредственно подключенный
к ядру БИВК. В этот период были созданы следующие про-
граммно-аппаратные комплексы:
-	программно-аппаратный комплекс расчета уклоне-
ний от космического «мусора»; в него входят АРМ приема
информации об опасных сближениях и два АРМ для вы-
числений (основной и резервный);
-	комплекс приема и обработки измерений аппарату-
ры АСН; комплекс состоит из АРМ приема информации от
аппаратуры АСН (основной и резервный) и двух АРМ для
вычислений (основной и резервный);
-	комплекс моделирования и планирования динамиче-
ских операций МКС; комплекс содержит два АРМ моде-
лирования и расчета маневров (основной и резервный) и
АРМ графического отображения результатов.
2004-2008 гг. Модернизация БИВК PC МКС. Модер-
низация БИВК связана с необходимостью технического
перевооружения БИВК PC МКС, который уже не отвечал
современным требованиям по надежности. В связи с этим
в 2004 г. были разработаны «Технические предложения по
перспективному комплексу БНО БИВК PC МКС», направ-
ленные на его модернизацию, и начата поэтапная реали-
зация этих предложений.
Проведены следующие работы.
1.	В 2004 г. проведены доработка и ввод в эксплуата-
цию программно-аппаратного комплекса приема и отобра-
жения ИТНП системы «Железняк». В ходе модернизации
в линейках доставки ИТНП в БД была проведена замена
устаревших ПЭВМ на более новые и высокопроизводи-
тельные ПЭВМ. Следует отметить, что наиболее устарев-
шая составная часть системы «Железняк» - аппаратурный
комплекс пункта концентрации не заменялся, т. к. не раз-
работаны его аналоги.
2.	В 2004 г. была модернизирована основная линейка
БИВК PC МКС. ПЭВМ АРМ специалистов были заменены на
более производительные ПЭВМ с процессорами Pentium 4
и новой операционной системой Windows ХР.
3.	В 2005 г. были модернизированы программно-тех-
нические средства центрального ядра БИВК. В состав ядра
192
Глава 5
были введены новые 64-разрядные серверы, обладающие
более высокими техническими характеристиками, чем
серверы, существовавшие до модернизации. Также были
заменены все ПЭВМ, входящие в состав ядра на ПЭВМ
с процессорами Pentium 4 и новой операционной систе-
мой Windows ХР. На серверах установлено ОМО нового
поколения ОС HP-UX 11 i, база данных Oracle 9i, компиля-
торы языков C++, Fortran, также существенной переработ-
ке подверглось ОСМО и СМО.
4.	В 2006 г. была модернизирована резервная линейка
БИВК.
5.	В 2008 г. создан технологический комплекс БИВК
на базе двух новейших серверов гх 2660 с процессора-
ми Itanium 2, ОС HP-UX 11 iv3, базой данных Oracle 10g и
12 АРМ на базе рабочих станций xw 4600 с процессорами
Core 2 Duo и операционной системой Vista.
6.	В 2015-2018 гг. был существенно модернизиро-
ван комплекс программно-технических средств обмена
баллистико-навигационной информацией: в 2015 г. про-
изведено сопряжение БИВК с введенной в эксплуатацию
(Приказ Федерального космического агентства № 148 от
14 августа 2015 г.) автоматизированной системой балли-
стического обеспечения, разработанной АО «Российские
космические системы» взамен системы сбора и переда-
чи траекторных измерений «Железняк» и обеспечившей
взаимодействие БИВК с наземными измерительными
пунктами НКУ PC МКС; осуществлено подключение БИВК
к программно-техническим средствам КИВК и ТМИВК,
обеспечивающим прием измерительной информации от
современных командно-измерительных систем «Клен»,
а также аппаратуры спутниковой навигации (в т. ч. в ре-
альном масштабе времени).
Центр ситуационного анализа, координации и
планирования наземного автоматизированного
комплекса управления космическими
аппаратами научного и социально-
экономического назначения и измерений
Одной из функций обеспечения управления полетами
космических аппаратов и информационного обеспечения
пусков ракет-носителей является планирование приме-
нения (задействования) технических средств из состава
наземного автоматизированного комплекса управления
космическими аппаратами научного и социально-эконо-
мического назначения и измерений. Основным принци-
пом планирования применения ТС НАКУ является принцип
коллективного использования, заключающийся в том, что
одни и те же средства применяются для управления КА
НСЭН различного назначения и обеспечения измерения-
ми. Этот принцип обусловливает необходимость центра-
лизации планирования применения ТС НАКУ. В связи с этим
в соответствии с приказом Федерального космического
агентства № 5 от 30 января 2006 г. в ЦУП ФГУП ЦНИИмаш
создан Центр ситуационного анализа, координации и пла-
нирования НАКУ КА НСЭН и измерений.
В процессе создания и развития ЦСАКП можно выде-
лить следующие этапы:
1.	2004-2008 гг. Создание 1-й очереди ЦСАКП.
2.	2009-2010 гг. Создание 2-й очереди, участие в ком-
плексных испытаниях, ввод в опытную эксплуатацию
ЦСАКП.
3.	2011 г. Участие в подготовке и проведении госу-
дарственных (межведомственных) испытаний НАКУ КА
НСЭН и измерений первой очереди, завершение создания
ЦСАКП.
4.	2012-2015 гг. Развитие ЦСАКП в части разработ-
ки специального программного обеспечения, создания
новых автоматизированных рабочих мест, разработки и
корректировки рабочей конструкторской документации,
экспериментальной отработки ЦСАКП при информаци-
онном обеспечении пусков ракет, участия в проведении
межведомственных испытаний ЦСАКП и реализации реко-
мендаций по результатам их проведения.
5.	2016 г. Участие в подготовке и проведении межве-
домственных испытаний НАКУ КА НСЭН и измерений.
6.	2017-2024 гг. Создание модернизированного
ЦСАКП в рамках модернизации и развития структуры и
систем НАКУ КА НСЭН и измерений.
7.	2025 г. Участие в подготовке и проведении межве-
домственных испытаний модернизированного НАКУ КА
НСЭН и измерений.
Основными функциями ЦСАКП являются:
-	анализ состояния орбитальной группировки КА
НСЭН, а также наземных средств управления;
-	планирование применения и координация использо-
вания средств НАКУ КА НСЭН и измерений;
-	взаимодействие с внешними организациями по во-
просам привлечения средств к управлению КА НСЭН;
-	математическое моделирование функционирования
орбитальной группировки КА Госкорпорации «Роскосмос»
с целью оптимизации планов использования наземных
средств НАКУ КА НСЭН и измерений.
В процессе реализации выше перечисленных функций
ЦСАКП решает следующие задачи:
-	разработка планов задействования средств НАКУ КА
НСЭН и измерений, планов задействования каналов связи,
их оперативная корректировка, доведение до исполните-
лей и контроль исполнения;
-	оперативная коррекция состава и порядка работы
технических средств НАКУ и каналов связи мультисервис-
ной системы связи и передачи данных в нештатных ситу-
ациях;
-	ситуационный анализ состояния орбитальной груп-
пировки КА НСЭН, а также технических средств НАКУ;
-	привлечение к работе, при необходимости, техниче-
ских средств сторонних организаций;
-	разработка оперативных отчетов о работе техниче-
ских средств НАКУ и привлекаемых технических средств;
-	обеспечение постоянной готовности средств ЦСАКП
к применению по предназначению.
В настоящее время ЦСАКП обеспечивает организацию
применения технических средств НАКУ при управлении КА
следующего целевого назначения:
-	ретрансляции и связи;
-	дистанционного зондирования Земли из космоса;
193
ФГУП ЦНИИмаш
-	фундаментальных космических и технологических
исследований;
-	пилотируемые полеты.
Для обеспечения выполнения перечисленных функ-
ций создан аппаратно-программный комплекс ЦСАКП,
включающий комплекс программ оперативного плани-
рования задействования средств, комплекс программ
ситуационного анализа применения средств, комплекс
программ информационного обмена с абонентами, ав-
томатизированные рабочие места и кластер баз данных,
организовано круглосуточное дежурство. Дежурная сме-
на осуществляет в автоматизированном режиме сбор от
секторов управления КА и контроль заявок на задейство-
вание средств, формирование планов задействования
средств и планов задействования каналов связи, выписок
из ПЗС и ПЗКС, отправляемых в сектора управления КА и
в Центр координации эксплуатации и развития НАКУ КА
НСЭН и измерений. При необходимости осуществляется
коррекция указанных планов.
В рамках реализации функции анализа состояния ор-
битальной группировки и средств НАКУ КА НСЭН и измере-
ний постоянно осуществляются сбор, отработка, хранение
и выдача абонентам информации о замечаниях к сеансам
управления КА, о выполнении суточных программ полета
КА, о результатах применения средств наземных комплек-
сов управления КА из состава НАКУ КА НСЭН и измерений,
о результатах выполнения программ управления и целе-
вого использования КА, об основных целевых и полетных
операциях на российском сегменте МКС.
Планирование применения технических средств НАКУ
КА НСЭН и измерений осуществляется в двух режимах
(оперативном, текущем) в соответствии с принятой при-
оритетностью выполняемых работ с КА НСЭН (запуски КА.
коррекция орбиты, ориентация КА в пространстве, ликви-
дация аварийных ситуаций с КА, прекращение работ с КА
и др.). Целью планирования является бесконфликтное и
рациональное (оптимальное) их распределение по соста-
ву, режимам, месту и времени работы для обеспечения
непрерывного, надежного и устойчивого управления КА
на различных этапах их жизненного цикла. Результаты
планирования реализуются в разрабатываемых планах, на
основе этих планов формируются управляющие воздей-
ствия в виде распоряжений на задействование средств.
Для реализации функций ЦСАКП организовано инфор-
мационное взаимодействие с управляющими органами и тех-
ническими средствами НАКУ КА НСЭН и измерений. Обмен
информацией осуществляется в рамках согласованных про-
токолов взаимодействия путем рассылки информационных
блоков и распоряжений на задействование средств НАКУ КА
НСЭН и измерений, формируемых на основании разработан-
ных ПЗС, и контроля их выполнения.
Анализ перспектив развития орбитальной группи-
ровки КА Роскосмоса в части специфики миссий КА и
динамики увеличения состава орбитальной группировки
предопределяют необходимость дальнейшей модерниза-
ции и развития ЦСАКП. При этом основными факторами,
оказывающими влияние на формирование направлений
развития ЦСАКП, являются:
-	увеличение количества абонентов из состава косми-
ческой и наземной инфраструктуры Роскосмоса;
-	уникальность специфики информационного обмена
между ЦСАКП и различными абонентами (группами або-
нентов);
-	увеличение количества заявок на проведение сеан-
сов связи и возрастающая динамика проведения коррек-
ций плана применения технических средств НАКУ из-за
возникающих конфликтных ситуаций и необходимости
парирования нештатных ситуаций;
-	малопунктная система управления орбитальной
группировки КА НСЭН с унифицированными технически-
ми средствами НАКУ коллективного доступа;
-	привлечение ТС НАКУ к управлению зарубежными КА
по программам международного сотрудничества;
-	расширение сферы деятельности частного бизнеса
в части целевого использования собственных КА с при-
влечением к управлению ТС НАКУ.
В то же время практика работы ЦСАКП и проведен-
ные исследования показывают, что с ростом орбитальной
группировки КА НСЭН возникает необходимость развития
ЦСАКП в части организационно-функциональной струк-
туры, аппаратно-программного комплекса и технологий
планирования применения ТС НАКУ с учетом требований
в области космической деятельности на период до 2030 г.
и тенденций изменения наземной и космической инфра-
структуры.
Разработка и реализация предложений по развитию
ЦСАКП позволит обеспечить опережающее развитие ор-
гана управления НАКУ и повысить оперативность и каче-
ство принимаемых решений при организации применения
ТС НАКУ в целях обеспечения надежного и качественного
управления перспективной космической группировкой
Роскосмоса, выполнению обязательств по программам
международного сотрудничества и деятельности частного
бизнеса.
Базовый ЦУП Роскосмоса
Базовый ЦУП Роскосмоса предназначен для управле-
ния полетами существующих и перспективных пилотиру-
емых и автоматических КА всех типов, включая КА иссле-
дования Луны и дальнего космоса, создаваемых в рамках
Федеральной космической программы России и других
программ в области космической деятельности (до 45 КА
к 2022 г., до 55 КА к 2025 г.) и является системообразую-
щим элементом, обеспечивающим решение задач анализа
состояния бортовых систем КА, баллистико-навигацион-
ного обеспечения управления КА, расчета и выдачи на
НС КИС управляющих программ и команд для передачи
на борт КА, контроля проведения сеансов связи с КА и
осуществления информационного обмена с внешними
абонентами НКУ.
С применением средств базового ЦУП Роскосмоса мо-
жет быть обеспечено решение следующих задач:
-	управление на этапах наземной отработки, летных
испытаний, штатной эксплуатации, сведения с орбиты или
увода в зону захоронения КА различного назначения;
194
Глава 5
-	резервирование управления российскими КА, а так-
же национальными сегментами международных партне-
ров при управлении сложными космическими комплекса-
ми (пилотируемыми станциями, КА исследования Луны и
дальнего космоса);
-	сбор, обработка, хранение и предоставление потре-
бителям информации целевого назначения, полученной
при штатной эксплуатации КА различного назначения;
-	предоставление ОГУ КА различного назначения ин-
формационных ресурсов и сервисов (доступ к средствам
системы единого времени, коллективным средствам ото-
бражения, IP-телефонии и пр.);
-	информационное взаимодействие с элементами НКУ;
-	выделение требуемых вычислительных ресурсов и
ресурсов для хранения данных для обеспечения функци-
онирования СПО управления КА различного назначения.
Такой подход к созданию секторов управления КА
позволит достичь существенной унификации ЦУПов КА,
а как следствие - снижения стоимости их создания.
Заключение
В настоящее время ЦУП ФГУП ЦНИИмаш динамично
развивается и идет в ногу со временем, способен решать
задачи любой сложности, ничем не уступая, а порой пре-
восходя Центры управления зарубежных партнеров. При-
оритетными направлениями на ближайшую перспективу
развития информационных технологий в ЦУП ФГУП ЦНИИмаш
становятся следующие направления:
1.	Интегрированная система управления с примене-
нием технологии искусственного интеллекта. Создание
системы организации оперативных работ с применением
технологий искусственного интеллекта для поддержки
принятия управленческих решений и повышения операци-
онной эффективности.
2.	Система математического моделирования. Развитие
систем моделирования, анализа развития событий по ре-
зультатам моделирования.
3.	Индустриальный интернет вещей. Проработка пер-
спектив применения инфраструктуры 1оТ, возможности
системы 1оТ для управления инфраструктурой ЦУП.
4.	Большие данные. Построение инфраструктуры об-
работки «больших данных» в целях сбора, хранения и ин-
теллектуальной обработки телеметрической информации,
получаемой с КА с целью прогнозирования поведения
объектов управления.
5.	Импортозамещение в ИТ. Поэтапные разработка и вне-
дрения отечественных программных и аппаратных решений.
6.	Развитие персонала. Постоянное повышение квали-
фикации и компетенций персонала, готовность к «Инду-
стрии 4.0».
Таким образом, ЦУП ФГУП ЦНИИмаш поддерживает об-
щий тренд на цифровизацию отрасли, который задает Гос-
корпорация по космической деятельности «Роскосмос».
195
ГЛАВА 6
4.R. (ело&со А.Н.НьииннсклЛ.
CMJlap'ujic, И.АЛалшикин
Командно-измерительный комплекс:
от истоков до Главного испытательного
космического центра Министерства обороны
Российской Федерации имени Г.С.Титова
Истоки создания Командно-измерительного
комплекса (до 04.10.1957). Первый проект
Начало работ по созданию КИК началось с разработ-
ки в НИИ-4 МО проекта «Комплексной системы измере-
ния параметров траектории «объекта Д». Проектирование
комплекса было задано Постановлением Совета Мини-
стров СССР от 30 января 1956 г. «О создании «объекта Д»,
определившим программу создания первых искусствен-
ных спутников Земли.
В конце августа 1956 г. на заседании Президиума ЦК КПСС
был рассмотрен вопрос о запуске первого спутника Земли, и
3 сентября 1956 г. постановлением Совета Министров СССР
было принято решение о создании Командно-измеритель-
ного комплекса. Ответственным исполнителем реализации
Комплекса был назначен инженер-полковник Ю.А.Мозжорин.
В результате крупномасштабной научно-исследова-
тельской работы в НИИ-4 МО, по техническим требованиям
ОКБ-1, НИИ-88, Государственного комитета оборонной тех-
ники и АН СССР к средине 1956 г. был разработан первый
проект КИК. Последующим Постановлением ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР от 30 мая 1956 г. «О пятилетием плане
развития ракетного вооружения на 1956-1960 гг.» предус-
матривалось форсирование работ по созданию космической
ракеты-носителя для запуска «объекта Д» и дальнейшего
освоения космоса.
Утверждение разработанного проекта КИК прошло
2 июня 1956 г. с одобрения Государственной экспертной
комиссии. На заседании
Президиума ЦК КПСС
Г.А.Тюлин доложил о го-
товности НИИ-4 МО и
других научно-исследова-
тельских институтов, кон-
структорских организаций
и предприятий. Имеющи-
еся требования к испыта-
нию первой советской МБР
побудили необходимость
ускорить и строительство
нового полигона со своей
инфраструктурой, систе-
мой управления и связи,
необходимой не только для
ЮА.Мозжорин
проведения испытаний, но и
для взаимодействия с государственными и военными ор-
ганами страны. Отработка ракеты требовала новой испы-
тательной трассы длиной более 8000 км с полями падения
первой ступени, головной части ракет и остатков послед-
ней ступени. Для точного наведения на цель ракеты по на-
правлению и по дальности необходимо было разместить
пункты радиоуправления, а вдоль трассы полета и вокруг
точки посадки головной части ракеты надо было еще раз-
местить более 10 измерительных пунктов для получения
информации о работе систем и агрегатов изделия и тра-
ектории его полета. Также необходимо было обеспечить
прямую радиосвязь между антеннами радиоуправления,
расположенными на борту второй ступени ракеты, с ан-
теннами пунктов радиоуправления, расположенными на
Земле, после осуществления старта. Учитывая все усло-
вия и требования, необходимые при разработке полигона
и испытании первой советской МБР, нужно было создать
такой комплекс, который позволял бы объединить команд-
ный пункт, измерительные пункты, расположенные по
всей территории СССР, и другие госучреждения в единую
систему, аналогов которой еще не было создано в мире.
196
Глава 6
Формирование, развертывание и оснащение Командно-
измерительного комплекса
Создание и развитие системы управления КА определя-
лись постановлением Совета Министров СССР от 3 сентября
1956 г. и директивой начальника Генерального штаба Воору-
женных Сил СССР от 8 мая 1957 г. Этими актами было поло-
жено начало формированию КИК, в состав которого входили:
-	Центр по руководству и координации работ комплекса
измерительных средств, средств связи и службы единого
времени при запусках «объектов Д»;
-	измерительные пункты;
-	научная координационно-вычислительная часть;
-	узел связи.
Особенностью этого проекта стал обоснованный выбор
количества измерительных пунктов и их местоположения.
Сложность состояла в том, что была необходимость на про-
тяжении полета обеспечивать взаимодействие КА с измери-
тельными пунктами, пока они находились в пределах зон
радиовидимости. Достижением технической идеи стало то,
что для расчета орбит в дальнейшем не требовалось одно-
временных траекторных измерений с нескольких измери-
тельных пунктов.
Предусмотренные проектом 13 отдельных научно-из-
мерительных пунктов предлагалось разместить в районах
следующих населенных пунктов: ст. Тюра-Там (Казахская
ССР) - НИП-1; ст. Макат (Казахская ССР) - НИП-2; ст. Сары-
Шаган (Казахская ССР) - НИП-3; г. Енисейск (Красноярский
край) - НИП-4; п. Искуп (Красноярский край) - Н И П-5; п. Ели-
зово (Камчатская область) - НИП-6; п. Ключи (Камчатская
область) - НИП-7; п. Гижига (Магаданская область) - НИП-8;
г. Красное Село (Ленинградская область) - НИП-9: г. Симфе-
рополь (Крымская АССР) - НИП-10; г. Сартычалы (Грузин-
ская ССР) - НИП-11; г. Новосибирск - НИП-12; г. Улан-Удэ -
НИП-13.
В короткий срок, с июня по август 1957 г., на территории
НИИ-4, расположенного в подмосковном поселке Болшево,
НИПы были укомплектованы офицерским составом и тех-
ническими средствами. Своеобразный штаб формирования
всех измерительных пунктов был создан в 60-й комнате

на 3-м этаже НИИ-4 МО. Туда начинали прибывать офице-
ры, получившие назначение в КИК, и каждый получал кон-
кретное задание от своего командира. Одни ехали на завод
знакомиться со своей будущей техникой и участвовать в ее
приемке, другие - в довольствующее управление выбивать
материалы, оборудование, мебель и т. д.
Первые восемь НИПов (НИП-1 - НИП-8), условно име-
новавшиеся «большими», оснащались полным комплектом
технических средств. В него входили: станции траекторных
измерений «Бинокль-Д», работающие с бортовым ответ-
чиком, «Иртыш-Д» - с бортовым передатчиком, радиоло-
кационные станции СОН-2Д - без бортовой аппаратуры, и
устройства СЕВ «Бамбук-Д». На эти НИПы поставлялись так-
же радиолокационные станции кругового обзора П-20 или
П-30, выпускаемые серийно телеметрические станции РТС-8,
командные станции МРВ-2М, разработанные на базе аппара-
туры подрыва минных взрывателей и способные передавать
на борт ИСЗ до 20 управляющих команд, а также устройства
ПОЗУ «Кварц» - они предназначались для запоминания, об-
работки результатов траекторных измерений, получаемых
станциями «Бинокль-Д», и передачи выходных данных в вы-
числительную станцию (в вычислительные центры) по теле-
фонным каналам связи. Для информационного взаимодей-
ствия НИПов с Центром КИК, НКВЧ и ВЦ предусматривались
средства системы связи КИК: коротковолновые приемные и
передающие радиоцентры, радиостанции Р-102, Р-110, при-
емники «Берилл», телеграфные аппараты СТ-35 и аппаратура
вторичного уплотнения ТТ-12/17. Остальные, «малые» НИПы
(НИП-9 - НИП-13), оснащались тогда лишь аппаратурой СЕВ,
РТС-8, МРВ-2М и средствами связи.
Учитывая необходимость развертывания НИПов в не-
обустроенных местах в крайне сжатые сроки, большинство
технических средств для них поставлялось в подвижном ва-
рианте, в автомобильных универсальных кузовах. Подготов-
ка и распределение по НИПам солдат и сержантов проводи-
лись на специальных сборах при полигоне Капустин Яр. Там
их отбирали по специальностям, обучали, готовили к работе
в расчетах. Начальником сборов был подполковник Н.ГЛан.
Эшелоны с людьми, техникой и имуществом были отправле-
ны летом 1957 г. к местам базирования всех НИПов, кроме
8-го, развертывание которого в районе вечной мерзлоты
было сочтено нецелесообразным. Несмотря на необжитые,
в ряде случаев таежные и полупустынные места назначения,
Первая КРЛ МРВ-2М
Радиодальномер «Бинокль-Д». 1957г.
197
Главный испытательный космический центр МО РФ
к началу октября 1957 г. первоочередные технические сред-
ства НИПов были развернуты, личный состав обучен работе
с их применением. На всех НИПах побывали руководители
и ведущие специалисты Центра КИК, а также научные со-
трудники НИИ-4, участники создания Комплекса. Проверена
работоспособность средств КИК в автономных режимах и
во взаимодействии с бортовой аппаратурой ИСЗ, установ-
ленной на специально оборудованных самолетах Ил-14, при
испытательных облетах НИПов. Кстати, подобные облеты со-
вершались и для проверки привлекаемых радиопеленгаторов
других ведомств. В облетах НИПов участвовали сотрудники
НИИ-4 Г.Д.Смирнов, К.Н.Яшагашвили, Э.В.Алексеев, а радио-
пеленгаторов - Э.Р.Чудесенко.
Особое значение при создании КИК придавалось органи-
зации и обеспечению надежной связи. Разработанная в про-
екте и реализованная к концу сентября схема связи имела
ряд недостатков. НИПы располагались далеко от основных
узлов государственной системы связи страны. Никаких ра-
диосредств при Центре КИК для связи с НИПами проектом не
предусматривалось. Связь полигона с командованием НИИ-4,
с НКВЧ и руководством Центра КИК, находящимся пока что
в НИИ-4, осуществлялась с применением аппаратуры, разра-
ботанной еще в начале XX в. - телеграфных аппаратов типа
«Бодо». На полигоне Байконур, где размещался НИП-1, нахо-
дился и предусмотренный проектом узел связи и СЕВ. Ко вре-
мени запуска первого спутника была обеспечена телеграф-
ная связь узла связи НИП-1 с тремя НИПами (Н И П-2 - НИП-4)
по коротковолновым радиоканалам, с пятью НИПами (НИП-
9 - НИП-13) и КВЦ - по кабельным каналам Министерства
связи СССР. Связь между НИПами и НКВЧ обеспечивалась
в режиме ретрансляции через узел связи НИП-1.
К 4 октября 1957 г., к проведению работ по первому про-
стейшему ИСЗ - ПС-1 -12 НИПов были развернуты, штатная
численность Центра КИК с подчиненными ему НИПами соста-
вила 1794 человека, из них 151 - гражданские служащие. На
борту спутника еще не было ни ответчика для траекторных
измерений, ни телеметрической аппаратуры. Созданные во-
инские подразделения, впоследствии участвовавшие в запу-
ске КА и управлении ими, все более становились специали-
зированными по космической технике, что дало основание
считать их первыми формированиями частей космического
назначения.
За полгода была проведена колоссальная работа, позво-
лившая открыть новый этап в истории человечества - этап
освоения космоса! Указом Президиума Верховного Совета
СССР от 21 декабря 1957 г. за успешное выполнение специ-
ального задания Правительства СССР НИИ-4 МО награжден
орденом Трудового Красного Знамени, а 62 его сотрудника
получили ордена и медали.
Первый начальник КИК генерал-майор ААВитрук
Формирование воинских частей Командно-измеритель-
ного комплекса началось с тщательного подбора и назна-
чения кадров на руководящие должности. Учитывая непро-
торенные пути развертывания, обустройства и применения
принципиально новых воинских частей с неизведанными
прежде ответственными задачами и крайне сжатые сроки
решения этих задач, на руководящие должности назначались
офицеры с богатым опытом
участия в Великой Отечествен-
ной войне и обстоятельной
теоретической подготовкой
в высших военных учебных
заведениях страны. Кадровой
основой для этого являлись
сотрудники НИИ-4.
Первым начальником ком-
плекса приказом МО СССР от
11 июня 1957 г. был назначен
генерал-майор А.А.Витрук.
Его заместителем по поли-
А.А.Витрук
тической части стал полков-
ник А.Н.Страшнов, по измерениям и научной работе - ин-
женер-подполковник П.А.Агаджанов, по службам связи и
единого времени - полковник Г.И.Чигогидзе, по строитель-
ству и материальному обеспечению - инженер-полковник
Л.Я.Катерняк. Первыми начальниками НИП стали инженер-
полковник Н.А.Болдин, подполковники В.Я.Будиловский и
В.И.Краснопер, инженер-подполковники Ф.С.Крупецкий,
В.В.Лавровский и М.С.Пастернак, полковник ФЛ.Трудков, ин-
женер-полковники Н.Г.Фадеев и Б.Н.Дроздов, инженер-под-
полковники М.А.Николенко, Н.Г.Лан, В.А.Стенин, Н.И.Бугаев.
Командно-измерительный комплекс в исключительно ко-
роткий срок спроектирован, сформирован и в основном ос-
нащен техническими средствами для контроля и управления
полетом первых искусственных спутников Земли, созданных
в СССР, в НИИ-4 МО (поселок Болшево). Первоначально КИК
состоял из воинских частей: Научной координационно-вычис-
лительной части, Центра по руководству и координации работ
комплексов измерительных средств, средств связи службы
единого времени при запусках «объектов Д», 13 научно-из-
мерительных пунктов и узла связи. Научная координационно-
вычислительная часть, Центр по руководству и координации
работ комплексов измерительных средств, средств связи
службы единого времени при запусках «объектов Д» и узел
связи первоначально размещались на территории НИИ-4 МО;
НИПы были развернуты в местах дислокации, рассредоточен-
ных по всей территории Советского Союза.
«Мы первые в космосе!»
(04.10.1957- 15.05.1958)
Роль Командно-измерительного комплекса в контроле
полета первого искусственного спутника Земли
Возвращаясь к начальному периоду истории развития Ко-
мандно-измерительного комплекса, учитывая знания и опыт
в управлении орбитальной группировкой космических аппара-
тов в современных условиях, можно с уверенностью сказать,
насколько были правильными и продуманными решения по
созданию в СССР Командно-измерительного комплекса.
А с чего все начиналось?
30 января 1956 г. было принято Постановление ЦК КПСС
и Совета Министров СССР № 149-88сс, которым предусма-
тривалось создание под ракету Р-7 неориентированного ИСЗ
(«объекта Д») весом 1000-1400 кг с аппаратурой для науч-
198
Глава 6
Радиодальномерные станции «Бинокль»
перед первым пуском Р-7
ных исследований. Срок первого запуска «объекта Д» плани-
ровался на 1957 г. Ко второй половине 1956 г. выяснилось,
что намеченные планы запуска ИСЗ в варианте космической
лаборатории находятся под угрозой срыва. С.П.Королев вы-
ходит в правительство с неожиданным предложением: «Име-
ются сообщения о том, что в связи с Международным гео-
физическим годом США намерены в 1958 г. запустить ИСЗ.
Мы рискуем потерять приоритет. Предлагаю вместо сложной
лаборатории - «объекта Д» вывести в космос простейший
спутник».
В ноябре 1956 г. ОКБ-1 внесло предложение о срочной
разработке и запуске т. н. простейшего спутника («объ-
екта ПС») массой порядка 100 кг в апреле-мае 1957 г. во
время летных испытаний Р-7. Предложение было принято,
и 15 февраля 1957 г. вышло постановление правительства,
предусматривающее запуск простейшего неориентирован-
ного ИСЗ на орбиту, проверку возможности наблюдения за
спутником и приема радиосигналов с его борта.
На борту спутника ПС-1, которому суждено было стать
первым в мире, были установлены лишь два простейших ра-
диопередатчика сигналов частотой около 20 и 40 МГц. Несмо-
тря на более раннюю дату запуска простейшего спутника от-
носительно «объекта Д», было принято решение продолжить
подготовку КИК, как это было предусмотрено для работы со
спутником «Д», но впервые применить Комплекс с простей-
шим спутником, в частности, выполнить средствами КИК тра-
екторные измерения параметров движения спутника и второй
ступени ракеты-носителя (блока «Ц»), определить в НИИ-4 МО
их орбиты. Ввиду отсутствия на борту ПС-1 и блока «Ц» от-
ветчиков для наземных траекторно-измерительных станций,
планировалось привлечь к работе, размещенные на КИПах
радиолокационные станции П-30 и СОН-2Д, работающие толь-
ко по отраженным сигналам. Эффективная отражающая по-
верхность второй ступени ракеты-носителя была достаточной
для измерений, а для контроля движения ПС-1 было решено
привлекать технические средства других ведомств: радиопе-
ленгаторы по сигналам радиопередатчиков спутника и оптиче-
ские астросредства. С этой целью удалось привлечь 21 радио-
пеленгатор типа «Круг» и 7 типа «Лето», принадлежащих ВВС,
Министерству связи и другим ведомствам, а также оптические
средства астрофизических обсерваторий страны и обществен-
ных добровольных организаций.
Для контроля полетом и состояния первого ИСЗ на по-
лигоне Байконур, который становился фактически космо-
дромом, был создан руководящий орган - оперативно-тех-
ническое руководство, которое возглавлял С.П.Королев.
ОТР должны были представляться доклады сначала от из-
мерительных пунктов полигинного измерительного ком-
плекса о состоянии ракеты-носителя, вплоть до исполнения
главной команды на выключения двигателей и отделения
спутника, затем от радиопеленгаторных, оптических пунктов,
НИПов Командно-измерительного комплекса и от координа-
ционного-вычислительного центра. Для организации взаи-
модействия при запуске ПС-1 на Байконур прибыли группа
координации с КВЦ, возглавляемая Г.А.Тюлиным, и пред-
ставители руководства Центра КИК во главе с начальником
А.А.Витруком и его заместителем по измерениям и эксплуа-
тации спецтехники П.А.Агаджановым.
На полигоне Байконур, где размещался НИП-1, разме-
щался и предусмотренный проектом узел связи и СЕВ. К за-
пуску первого спутника была организована связь с НИПами
с использованием каналов Министерства обороны и Мини-
стерства связи СССР. Связь между НИПами и НКВЧ обеспе-
чивалась в режиме ретрансляции через НИП-1.
И вот-свершилось!
4 октября 1957 г. в 22 ч 28 мин 24 с по московскому вре-
мени произошло, поистине, величайшие событие в истории
развития человеческой цивилизации - осуществлен запуск
ракеты-носителя Р-7 с первым в мире искусственным спут-
ником Земли ПС-1. Контроль полета ракеты-носителя на ак-
тивном участке осуществлялся по сигналам установленной
на ее второй ступени бортовой аппаратуры телеметрической
системы «Трал». Наземными станциями этой системы были
оснащены измерительные
пункты полигона. Зафикси-
ровав момент исполнения
главной команды на отключе-
ние двигателя второй ступени
ракеты-носителя, члены госу-
дарственной комиссии, участ-
ники работ на космодроме и
персонал ряда НИПов и ИПов
получили подтверждения
успешного отделения спутни-
ка от этой ступени, услышав
сигналы радиопередатчиков
с борта ПС-1.
В.Я.Будиловский
199
Главный испытательный космический центр МО РФ
Структура КИК 1957 год
Пояснения к схеме:
общая схеа КИКа
цвета соответств, кг
о^дельневм комплексным
структурам по функционалу:
название и геолооция
структур-с ~ еди-ицм КИКа:
штр иховко и отмечены
расформированное к -а-а^
следующего периода
структур - о еед^-ищ> КИКа
Центр по руководству и координации работ
комплекса измерительных средств, средств связи и
службы единого времени при запусках объектов «Д
НИИ 4 МО РФ. пос Болшево
। НИП -1

НИП -9
г красное Село
НИП -И
.Cacrtyna-t,
НИП -10
НИП -12
НИП -13
. > -з- удэ
УЗЕЛ СВЯЗИ
НИИ 4 МО РФ
пос Болшеве
Научная
координационно-
вычислительная
часть
НИИ4МОРФ.
пос Болшево
С этого момента первый ИСЗ и вторая ступень его раке-
ты-носителя двигались по близким одна к другой орбитам.
Для контроля их положения на орбите включались в работу
развернутые к тому времени «большие» НИПы с номерами
1, 2, 3, 4, подчиненные Центру КИК, а также радиопелен-
гаторные и оптические пункты других ведомств. 0 первых
часах работы НИП-2 после запуска первого ИСЗ вспоминал
начальник этого пункта В.Я.Будиловский: «Мы работали
уже во время запуска спутника, потом, через полтора часа,
на орбите и т. д. Я должен сказать, что энтузиазм людей,
тот общий подъем, который тогда был, он неописуем. По-
нимаете, люди работали по подготовке к первому пуску
весь сентябрь без выходных, день и ночь в этих тяжелей-
ших условиях, когда ни жилья приличного нет, ни пищи
200
Глава 6
Станции «Трал» на боевой позиции ИП-1 (Тюра-Там)
приличной, когда все разбросано. Тем не менее, одержимые
этой высокой целью, которая перед нами была поставлена,
- запустить первый в мире искусственный спутник Земли,
люди, несмотря на все эти трудности, превозмогая их, до-
бились невозможного». Также автор этих слов подтвердил,
что привлеченные к работе станции СОН-2Д и «Бинокль-Д»
надежно получали измерения, осуществляли их привязку
к единому времени и телеграммами оперативно представля-
ли в КВЦ. Подобным образом работали и другие разверну-
тые «большие» НИПы. Работа их продолжалась 60 дней, до
тех пор, пока блок «Ц» не вошел в плотные слои атмосфе-
ры и не сгорел. Первый же спутник летал 92 дня, совершил
1440 оборотов вокруг Земли и 4 января 1958 г. прекратил
свое существование.
Таким образом, с 4 октября 1957 г. Центр КИК с под-
чиненными НИПами со своей системой связи и системой
единого времени, впервые в мире осуществлял измерения
параметров орбитального полета искусственного космиче-
ского объекта - блока «Ц», выведенного на орбиту по про-
грамме запуска первого искусственного спутника Земли
ПС-1. Этот исторический факт стал основанием для при-
каза министра обороны СССР от 4 октября 1960 г. об уста-
новлении даты 4 октября ежегодным Днем Центра Команд-
но-измерительного комплекса и подчиненных ему частей.
Реорганизация системы связи Командно-измерительно-
го комплекса и контроль полета второго спутника
9 октября 1957 г. - через пять дней после запуска перво-
го ИСЗ - газета «Правда» писала: «... Для перехода к осу-
ществлению космических полетов с человеком необходимо
изучить влияние условий космического полета на живые ор-
ганизмы. В первую очередь это изучение должно быть про-
ведено на животных. Так же, как это было на высотных ра-
кетах, в Советском Союзе будет запущен спутник, имеющий
на борту животных в качестве пассажиров, и будут проведе-
ны детальные наблюдения за их поведением и протеканием
физиологических процессов».
В распоряжении ОКБ-1 находились прошедшая стен-
довые испытания вторая ракета-носитель и дублирующий
комплект ПС, созданные по постановлению Правитель-
ства СССР о запуске «простейшего спутника». Наш второй
искусственный спутник был создан фактически всего за
22 дня.
12 октября 1957 г. в ОКБ-1 поступило правительствен-
ное задание подготовить запуск второго ИСЗ к 40-летию
Великой Октябрьской социалистической революции. В тот
же день было принято решение делать спутник неотделя-
емым от последней ступени PH. Идею неотделяемого КА
подсказал факт длительного полета центрального блока
PH первого спутника. Упрощение конструкции достига-
лось также тем, что аппарат собирался по блочной схеме
путем закрепления оборудования в передней части ракеты
на ферме; в переходнике центрального блока размещался
основной элемент второго ИСЗ - герметическая кабина жи-
вотного. Решение не отделять КА от носителя позволило ис-
пользовать телеметрическую аппаратуру «Трал-Ц» второй
ступени. Бортовая телеметрическая аппаратура позволяла
передавать на активном участке полета сведения о работе уз-
лов и систем ракеты-носителя, а после - информацию о жиз-
недеятельности подопытной собаки Лайки, о технологических
и научных результатах, получаемых на спутнике. Кроме того,
сигналы бортового телеметрического передатчика позволили
существенно увеличить дальность действий радиолокацион-
ных станций СОН-2Д при работе их в режиме пеленгования
этих сигналов. Также для улучшения радиолокационной за-
метности на центральном блоке установили раскрывающиеся
уголковые отражатели, которые должны были улучшить прием
станций траекторных измерений «Бинокль-Д». Для получения
телеметрической информации теперь требовались наземные
телеметрические станции «Трал», они вместе с подготовлен-
ными расчетами были срочно доставлены для нескольких НИ-
Пов с полигонных измерительных пунктов.
Совершенствование применения и расширение состава
наземных средств раскрывали новые возможности и по-
тенциал Командно-измерительного комплекса. Далее для
эффективного функционирования КИК требовалась карди-
нальная реорганизация его системы связи, чтобы она позво-
ляла Центру КИК, расположенному в московском регионе,
напрямую взаимодействовать через Центральный узел связи
с каждым НИПом, космодромом и внешними организация-
ми. Решить задачу базирования ЦУС на площадях НИИ-4
МО до запуска второго ИСЗ было практически невозможно.
Тогда, в результате инициативных действий Г.И.Чигогидзе,
И.И.Спицы и Б.А.Воронова, по договоренности с начальником
связи Генерального штаба Вооруженных сил в распоряжение
Центра КИК временно были представлены несколько переда-
ющих и приемных устройств с узлов связи ГШ ВС. Были вы-
делены рабочие и запасные частоты, конечное оборудование
ЦУС КИК было размещено на площадях узла связи ГШ ВС.
Все радионаправления связи с НИПов были переориентиро-
ваны с Байконура на Москву.
3 ноября 1957 г. в 5 ч 30 мин 42 с по московскому време-
ни состоялся запуск второго ИСЗ. Орбита выведения спутника
была близка к расчетной. Программа научных исследований,
связанных с проведением измерений на орбите, была рассчи-
тана на семь суток. КИК в этот период стал осуществлять сво-
ими средствами траекторные измерения, расчет параметров
орбиты, контроль состояния бортовых устройств и поведения
собаки Лайки. Специалисты Центра КИК дежурили на теле-
графных направлениях своего ЦУС, оперативно привлекали и
контролировали работу средств НИПов. Станции траекторных
201
Главный испытательный космический центр МО РФ
измерений работали непосредственно со спутником, пере-
давали телеграфные сообщения с результатами измерений
в вычислительные центры Академии наук и Министерства
обороны. Телеметрическая информация, как и планиро-
валось, принималась в течение недели. Телеметрические
станции на нескольких НИПах получали результаты изме-
рений в виде непроявленных фотопленок. Они доставля-
лись в Центр КИК самолетом для последующей проявки
и передачи потребителям полученных результатов. С этой
целью в Центре КИК была создана специальная лаборато-
рия во главе с Г.И.Блашкевичем. Орбита второго спутника
определялась в основном так же, как и при запуске первого
спутника, но впервые, с помощью программного обеспече-
ния, разработанного под руководством В.Д.Ястребова при
участии Н.М.Баранова, удалось рассчитать параметры ор-
биты на ЭВМ «Стрела-2» в вычислительном центре Мини-
стерства обороны. Усовершенствованный КИК при работе
с ПС-2 выполнил свои задачи, и после исчерпания ресур-
са источников питания второго спутника взаимодействие
с ним прекратилось. Спутник просуществовал в космосе
еще 162 дня и вошел в плотные слои атмосферы 14 апреля
1958 г., сделав 2370 оборотов вокруг Земли.
Развертывание центрального Узла связи и командного
пункта на «объекте 32»
Преимущества совершенствования работы системы
связи КИК путем временного размещения ЦУС в Москве
с использованием средств связи ГШ ВС были настолько
убедительными, что повлекли за собой активные действия
руководства Центра КИК для перевода временного ЦУС на
постоянную основу. Также планировалось создать при нем
нештатный командный пункт центра и территориально при-
близить командование и все другие подразделения. Благо-
даря предпринятым энергичным действиям Г.И.Чигогидзе и
И.И.Спицы, директивой начальника ГШ ВС в декабре 1957 г.
для размещения ЦУС КИК были выделены на постоянной ос-
нове помещения т. н. со времен Великой Отечественной во-
йны «объекта 32» в первом доме Министерства обороны по
адресу улица Знаменка, 19.
«Объект 32» в первом доме Министерства обороны
Командованием Центра КИК сразу же было принято ре-
шение размещаться там совместно со своим узлом связи.
За короткий срок в этих помещениях было демонтировано
все старое, ненужное оборудование и смонтировано необхо-
димое новое, в т. ч. новые аппаратные. Работа выполнялась
связистами ЦУС во главе с его начальником А.С.Костюком
и главным инженером И.Г.Кузьменко. С НИПами КИК стала
обеспечиваться телеграфная закрытая связь по каналам Ми-
нистерства связи и по радиоканалам КИК. В итоге система
связи КИК, обеспечивая передачу информации на удалении
до 8000 км, оказалась лучшей в то время по техническим
характеристикам в нашей стране. В канун нового 1958 года
Центр КИК, его руководство и специализированные отделы
перебазировались из подмосковного Болшево (НИИ-4 МО)
к месту размещения ЦУС, в Москву: сначала непосредственно
на «объект 32», а вскоре - в расположенный поблизости дом
по адресу Гоголевский бульвар, 6. Близость командования и
всех подразделений Центра КИК обеспечила им устойчивое
оперативное управление НИПами, связь с космодромом и
взаимодействующими организациями.
Контроль и управление третьим ИСЗ «объектом Д»
Разработка эскизного проекта «объекта Д» и PH для его
запуска в ОКБ-1 была завершена 24 июля 1956 г. Плотное раз-
мещение большого количества чувствительной аппаратуры
потребовало тщательной проработки компоновки ИСЗ с целью
исключения взаимного влияния отдельных приборов.
Внутри герметического корпуса были расположены
радиотелеметрическая («Трал») и радионавигационная
(«Факел-Д» и «Факел-М» для контроля орбиты) системы.
Впервые были применены программно-временное устрой-
ство и блоки командной радиолинии (МРВ-2М). Спутник нес
на борту 12 научных приборов. Третий ИСЗ был оснащен со-
вершенной для своего времени измерительной и радиотеле-
метрической аппаратурой (система «Трал» работала с запо-
ЦУС на Гоголевском бульваре
202
Глава 6
Антенно-фидерное устройство станций «Бинокль», «Кама», «Трал»
на траекторной площадке ИП-1. 1958 г.
получали доклады от НИПов о готовности,
от КВЦ - решения о задействовании тех-
нических средств на НИПах, целеуказания
наземным станциям и команды, которые
должны быть переданы на борт ИСЗ. На
этом основании в КПЦ разрабатывались и
отправлялись на НИПы соответствующие
телеграммы с целеуказаниями, распоря-
жениями о работе технических средств и
доставке получаемой на НИПах инфор-
мации. От начатой доставки с НИПов на
«объект 32» пленок с телеметрической
информацией для последующей их прояв-
ки и анализа пришлось вскоре отказаться.
Причина состояла в том, что при этом бюро
дешифровки и анализа при Центре КИК
как бы брало на себя часть функций КВЦ.
Пленки стали проявляться на НИПах и до-
ставляться фельдпочтой на предприятия,
минающим устройством), при этом результаты измерений
запоминались и с большой скоростью сбрасывались на при-
емные пункты при пролете спутника над территорией СССР.
Помимо химических источников электропитания, впервые
спутник оснащался секциями полупроводниковых солнечных
батарей. Кроме того, на спутнике «Д» также был установлен
коротковолновый радиопередатчик «Маяк», подобный при-
менявшимся на первом и втором ИСЗ.
Для завершения заключительного этапа работ на стан-
циях «Бинокль-Д», «Иртыш-Д» и ПОЗУ «Кварц» находились
бригады специалистов предприятий-изготовителей. Военно-
служащим предстояло изучить станции, научиться практиче-
ской работе операторов на своих рабочих местах и взаимо-
действию с расчетами смежных средств. К середине апреля
1958 г. весь объем доработок, настроечных и стыковочных
работ был выполнен. Проведена геодезическая привязка и
самолетный облет измерительных средств, расчеты обучены
практической работе на станциях.
Готовность технических средств к работе по «объекту Д»
была оформлена актами о приеме их в эксплуатацию. На за-
ключительном этапе Центром КИК были проведены три ком-
плексных тренировки всех НИПов, привлекавшихся к работе.
Первый пуск носителя с объектом Д-1 был произведен
27 апреля 1958 г., но ИСЗ на орбиту не вышел из-за аварии
PH. Ракета упала на полигоне, примерно в 100 км от старта.
15 мая 1958 г. состоялся успешный запуск третьего со-
ветского ИСЗ. Спутник вышел на близкую к расчетной орби-
ту. Новый космический успех был действительно впечатляю-
щим. Масса третьего ИСЗ составила 1327 кг, включая массу
научной и измерительной аппаратуры вместе с источниками
питания, которая составляла 968 кг.
Начиная с запуска 15 мая 1958 г. третьего ИСЗ, на всех
12 развернутых НИПах работали уже все предусмотренные
технические средства. Оперативное управление их работой
со спутниками осуществлялось с командного пункта Центра
КИК на «объекте 32». Там было организовано трехсменное
дежурство оперативных дежурных, их помощников, на-
правленцев на НИПы, дежурных по обеспечению связи и
телеграфистов. Оперативные дежурные через направленцев
разрабатывавшие космические аппараты и их бортовую ап-
паратуру. Там они анализировались, и по результатам ана-
лиза при необходимости выдавались рекомендации в КВЦ
на изменение заблаговременно согласованной и утверж-
денной программы полета. Принимаемые КВЦ решения со-
общались на КПЦ для отражения их в рассылаемых НИПам
телеграммах. Это были первые шаги в применении КИК и
в становлении системы управления космическими аппара-
тами.
В период работы КИК с третьим ИСЗ новых круп-
ных успехов добились баллистики НИИ-4 В.Д.Ястребов,
Н.М.Барабанов, Р.А.Кудрявцев и В.М.Кантор. Разработанное
ими программное обеспечение позволило на третьи сутки
полета впервые определить параметры орбиты (решить
краевую задачу) на ЭВМ «Стрела-2» в ВЦ-1 МО уже не по
сведениям от пеленгаторов, а по результатам траекторных
измерений, получаемых станциями «Бинокль-Д» на НИПах
под номерами 1, 2, 3, 4, 6,10,13. Данные обрабатывались
ПОЗУ «Кварц» и передавались средствами системы связи
КИК в ВЦ-1 МО.
Координация участия различных организаций в работах
по контролю и управлению ИСЗ осуществлялись КВЦ и руко-
водством Центра КИК, для которого в дополнение к помеще-
ниям «объекта 32» было выделено специальное помещение -
комната № 169 на 4-м этаже в первом доме Министерства
обороны. Туда приглашались представители высшего руко-
водства страны, Министерства обороны, Генерального шта-
ба. Там оперативно отслеживалась и демонстрировалась
космическая обстановка, можно было получить объяснения
происходившим в космосе событиям и действиям Командно-
измерительного комплекса.
В таком режиме КИК работал с третьим ИСЗ до израс-
ходования заряда электрохимических источников питания
в первой половине июля 1958 г. На этом основные задачи
Комплекса были выполнены. Последующее слежение за
третьим спутником осуществлялось КВЦ, получавшим траек-
торную информацию от радиопеленгаторов других ведомств.
6 апреля 1960 г. спутник, совершив 10037 оборотов вокруг
Земли, вошел в плотные слои атмосферы и сгорел. Радио-
203
Главный испытательный космический центр МО РФ
передатчик «Маяк» работал до последнего дня пребывания
спутника на орбите.
Первые советские спутники вошли в историю космонав-
тики как отправная точка начала космической деятельности.
Их создание, запуск и орбитальный полет позволили полу-
чить уникальный научно-инженерный опыт, необходимый
для перехода к следующим этапам освоения космического
пространства.
Итоги работы Командно-измерительного комплекса
с первыми тремя ИСЗ получили высокую оценку руководства
страны и главного конструктора С.П.Королева. Они подтвер-
дили теоретические выводы о том, что для управления кос-
мическими аппаратами требуются информация о состоянии
и функционировании бортовых систем КА, о фактических
параметрах его орбиты и целевых задачах его специальной
аппаратуры. При этом задачи, которые решает КИК с различ-
ными КА, схожи или однотипны.
Весь ход начального периода строительства КИК полно-
стью подтвердил правильность принятых решений о головной
роли Министерства обороны СССР, прежде всего НИИ-4 МО,
в создании Центра КИК и принципиально новых воинских ча-
стей Комплекса. Эту роль играли военные специалисты стра-
ны, многие из которых прошли суровую школу на фронтах
Великой Отечественной войны. Их действия наполнялись вдох-
новением, патриотическими чувствами высокой ответственно-
сти за причастность к исследованию нового, неведомого ранее
для всего человечества космического пути.
В процессе применения первоначального КИК раскры-
лись его достоинства и недостатки. Наиболее существенные
из них связаны с ограничениями работы наземных средств
КИК из-за отсутствия на борту первых двух спутников соот-
ветствующей аппаратуры и с неудачным выбором места бази-
рования ЦУС в первоначальном проекте системы связи. Так,
по состоянию на декабрь 1958 г. в составе КИК оставалось
девять НИПов, два НИПа были переданы в другие смежные
структуры, два НИПа были расформированы из-за ошибок
выбора места дислокации. Однако инициатива, старание и
научная компетентность специалистов КИК и НИИ-4 МО по-
зволили решить проблемные вопросы и сделать дальнейшие
шаги в совершенствовании и развитии Комплекса.
Развитие Командно-измерительного
комплекса в первом десятилетии
космической деятельности (1958-1967 гг.)
Структурные усовершенствования Комплекса
Задачи, выдвинутые развитием отечественной космо-
навтики перед Командно-измерительным комплексом, ко-
личественно и качественно отличались от первоначальных
идей его применения. Теперь требовалось использовать КИК
для телеметрического контроля, радиоконтроля орбиты и
управления значительным количеством одновременно дей-
ствующих в полете космических аппаратов, будущей орби-
тальной группировкой страны. В их числе были обитаемые
космические аппараты (космические корабли), необитаемые
ИСЗ военного, научного и социально-экономического назна-
чения, первые аппараты для изучения космических объектов
Солнечной системы, Венеры, Марса, Луны. Развитие и при-
менение КИК для управления КА столь различных категорий
должно было учитывать специфику их бортовой аппаратуры
и возможность использования одних и тех же входящих в со-
став Комплекса наземных технических средств, а также об-
щих для всех звеньев КИК систем связи и единого времени,
унифицированных радиотехнических, электронно-вычисли-
тельных и других обеспечивающих средств.
Директивой ГШ от 12 июля 1958 г. были сделаны сле-
дующие шаги по изменению в составе и местах дислокации
НИПов:
-	НИП-1 в Тюра-Таме (Казахская ССР) передан в со-
став ИП-1 полигона Байконур во избежание дублирования
средств;
-	НИП-5 в п. Искуп (Туруханский район Красноярского
края) был расформирован ввиду затопления в 1958 г. места
расположения НИП весенним паводком Енисея;
-	НИП-7 в п. Ключи (Усть-Камчаткий район Камчатской
области) переподчинен и передан в состав полигона «Кура»;
-	НИП-8 в п. Гижига (Северо-Эвенский район Магаданской
области) - от его развертывания отказались в 1957 г.;
-	НИП-8 в п. Болшево (Московская область) действовал
как учебный центр для подготовки операторов технических
средств для других НИПов и как научно-экспериментальная
база НИИ-4; он был перемещен в г. Щелково Московской
области, оставлен в подчинении НИИ-4 (в 1962 г. в качестве
нового НИП-14 был включен в состав КИК);
-	НИП-12 из г. Новосибирска был перемещен в г. Кол-
пашево Томской области, т. к. занимаемые НИПом площади
в Новосибирске потребовались создаваемому в то время Но-
восибирскому академгородку.
В составе технических средств НИПов также произошли
изменения: из числа средств были выведены СОН-2Д, «Лан-
дыш», «Иртыш»; начались поставки новой траекторно-изме-
рительной станции «Кама-Е».
В 1958-1962 гг. наименование и задачи «Центра по ру-
ководству и координации работ комплекса измерительных
средств ...» менялись с целью наиболее полного использо-
вания созданных формирований. 12 июля 1958 г. Центр КИК
получил новое наименование - Центр по управлению работой
и эксплуатацией измерительных средств объектов «Д» и «Е»,
а 29 июня 1960 г. - Центр по руководству и эксплуатации из-
мерительных комплексов искусственных спутников Земли и
космических объектов. В 1962 г. директивой начальника Ге-
нерального штаба Центр искусственных спутников Земли и
космических объектов и подчиненные ему отдельные научно-
исследовательские пункты были выведены из состава НИИ-4
МО и подчинены непосредственно главному штабу Ракетных
войск и Генеральному штабу ВС СССР.
Создание, ввод и подготовка средств Командно-измери-
тельного комплекса для лунной программы
Для обеспечения выполнения Командно-измерительным
комплексом главных задач в период выполнения работ по
программам исследования Луны необходимо было подвер-
гнуть КИК дальнейшему совершенствованию. Для выполне-
ния задач управления КА по программам исследования Луны
в Крыму был создан временный центр дальней космической
связи, организационно входящий в состав НИП-10, функци-
204
Глава 6
онально представляющий собой специализированный НИП,
который получил наименование НИП-41Е.
В состав технических средств двух НИПов (НИП-41Е и
НИП-6) была включена принципиально новая аппаратура
разработки НИИ-885, получившая условное наименование
РТС-Е1.2. Эта аппаратура постепенно была доведена до
уровня многофункциональной системы по радиоуправлению
лунными КА, приему от них телеметрической информации,
приему фототелевизионного изображения и определению их
траекторий движения на больших расстояниях - порядка по-
лумиллиона километров. Для записи принимаемых сигналов,
представляющих собой изображение лунной поверхности,
на этих станциях имелись магнитофоны с перфорированной
лентой, а для воспроизведения этих изображений на фото-
пленке применялся фототелевизионный аппарат «Волга».
К концу сентября 1958 г. КИК в основном был готов к по-
летам лунных аппаратов. Для связи НИП-41Е с НИП-10 близ
Симферополя, Центром КИК в Москве, КВЦ НИИ-4 в п. Бол-
шево под Москвой, космодромом на Байконуре была органи-
зована устойчивая связь по радиорелейным и проводным ка-
налам. Произведена проверка и настройка станции РТС-Е1,2
с помощью аппаратуры, установленной на вертолете, в т. ч.
с помощью имитатора лунного КА. В Крыму был отработан
порядок установления режима радиомолчания во время ра-
боты с КА, для контроля радиотехнической обстановки в рай-
оне горы Кошка специально был выделен катер ВМФ.
Первый старт PH с КА «Луна-1» состоялся 23 сентября
1958 г., однако в конце работы первой ступени PH произошел
ее отказ и КА был потерян. Следующие попытки запустить
«лунники» 12 октября и 4 декабря тоже оказались неудачны-
ми. И только уже в следующем году, 2 января 1959 г., пуск
PH к Луне был выполнен успешно. На приземном участке по-
лета на НИПах дежурными расчетами станций «Бинокль-Д»
и «Кама-Е» были измерены параметры траектории третьей
ступени PH с КА «Луна-1» после выключения ее двигателя
по команде автономной системы управления. Когда резуль-
таты измерений обработали в КВЦ НИИ-4, то выяснилось, что
примерно через 34 часа после старта космический аппарат
«Луна-1» пролетит мимо Луны. Как бы то ни было, 4 января
первый «лунник» пролетел близ Луны
на расстоянии около 5000 км и стал
первым искусственным спутником
Солнца. 12 сентября 1959 г. к Луне
стартовала PH с «Луной-2», являв-
шейся «близнецом» «Луны-1». На
этот раз измеренные Командно-из-
мерительным комплексом параметры
траектории полета второго лунного
КА предсказывали удачу, и 14 сентя-
бря впервые в мире на другое небес-
ное тело были доставлены вымпелы
с Земли. При этом измерения, выпол-
ненные станциями РТС-Е1,2 в Крыму
и на Камчатке, позволили рассчитать
место прилунения КА.
4 октября 1959 г., во вторую го-
довщину космической эры, на такой
же PH, как и предыдущие лунные
аппараты, к Луне отправился принципиально новый объект
с принципиально новой задачей - фотографирование обрат-
ной стороны Луны. Выполненные Командно-измерительным
комплексом траекторные измерения после окончания рабо-
ты разгонного блока показали, что «Луна-3» под действием
лунного притяжения обогнет спутник Земли, пройдя над не-
видимой с нашей планеты стороной, и затем направиться
в сторону Земли.
После старта PH с «Луной-3» с Байконура в Крым на
временный ЦДКС прибыл С.П.Королев. Когда до Луны, по
результатам измерений станции РТС-Е1.2, оставалось око-
ло 6000 км, на борт КА была передана команда на включе-
ние системы ориентации. После получения телеметрии о ее
устойчивой работе утром 7 октября НИП-41Е выдал команду
на включение бортовой фототелевизионной установки. Сле-
дующие 40 мин «Луна-3» в автоматическом режиме через
два разнофокусных объектива вела съемку доселе неизвест-
ных человечеству объектов. После получения телеметрии об
окончании процесса автоматической обработки пленки была
выдана очередная команда - команда на включение фото-
телевизионной установки в режим передачи фотоснимков.
В ЦКДС станция РТС-Е1.2 начала прием сигнала, одновремен-
но записывая его на магнитофон, регистрируя на электрохи-
мической бумаге и на кинопленке.
В июле 1959 г. произошли изменения в руководстве Цен-
тра КИК. Центр возглавил генерал-майор А.Г.Карась. Логика
дальнейшего становления и развития КИК побудила его на-
стойчиво, но более гибко развивать стратегическую линию
создания и применения Комплекса. Под его руководством
проходило дальнейшее развитие Центра КИК, починенных
ему частей, оснащение их новой измерительной техникой.
Заместителем начальника Центра КИК по связи и СЕВ был на-
значен полковник И.И.Спица.
Развитие и подготовка Комплекса к работе с первыми
обитаемыми и пилотируемыми космическими кораблями
Телеметрический контроль и управление кораблями-
спутниками и обитаемыми космическими кораблями серии
«Восток» на первых витках их полета осуществлялись с кос-
Плавучий радиотехнический комплекс «Космонавт Владимир Комаров»
205
Главный испытательный космический центр МО РФ
модрома Байконур оперативной группой во главе с главным
конструктором С.П.Королевым. Сюда поступала информа-
ция от КВЦ при НИИ-4, из Командного пункта Центра КИК
и от групп управления, которые создавались на время по-
лета первых космических кораблей при космодроме Бай-
конур, на Колпашевском и Елизовском НИПах, а также при
KB-радиоцентрах Министерства связи в Новосибирске и
Хабаровске. Затем оперативная группа Государственной ко-
миссии вылетала в Москву, и на последующих витках поле-
та, если они предстояли, управление космическим кораблем
переходило к КВЦ и КПЦ КИК. Все задачи КИК по управлению
пятью успешно выведенными кораблями-спутниками перед
первым полетом человека в космос (запуски были прове-
дены с 15 мая 1960 г. по 25 марта 1961 г.) были выполне-
ны с привлечением практически всех стационарных НИПов,
в т. ч. вновь сформированных НИП-15, НИП-16. В качестве
составной части КИК в работе также принимали участие мор-
ские ИПы и Тихоокеанские гидрографические экспедиции.
Переоборудованные суда до 1962 г. несли непрерывную вахту
в океане, обеспечивая запуски пилотируемых и автоматиче-
ских космических комплексов.
В 1960 г. на побережье Черного моря у г. Евпатории соз-
дан основной Центр дальней космической связи - НИП-16. Он
был оснащен командно-измерительной (совмещенной) ради-
отехнической системой «Плутон». Приемный комплекс этой
системы и расположенный на удалении около 10 км от него
передающий комплекс оснащены восьмизеркальными пово-
ротными антеннами АДУ-1000 (две - для приема, одна - для
передачи). Общая эффективная площадь каждой из них -
около 1000 кв. м. Такие антенны, в сочетании с охлаждением
входных приемных устройств жидким азотом и применени-
ем передатчика мощностью 120 КВт, обеспечили дальность
действия до 300 миллионов километров. ЦДКС полностью
обеспечил работы по космическим аппаратам «Венера-1»
(1961 г.), «Марс-1» (1962 г.), «Венера-2» и «Венера-3»
(1965 г.). Отчасти предусматривалось также использование
Симферопольского НИП-10 со станцией дальней связи, до-
полнительно оснащенной антеннами PT-25 (ТНА-200) и РТ-32
(ТНА-400) разработки ОКБ МЭИ. Для обеспечения ЦДКС свя-
зью с НИПами и Центром КИК потребовалось проектировать
и строить заново все сооружения и кабельные линии связи
между Евпаторией и Симферополем.
Одновременно с созданием Евпаторийского НИП-16
в 1960 г. НИП-2, располагавшийся у ст. Макат, был переба-
зирован, как избыточный в том регионе, в район г. Уссурий-
ска; на его основе создан НИП-15, с перспективой выполнять
также и задачи второго Центра дальней космической связи.
Для телеметрического контроля межпланетных космиче-
ских аппаратов во время их старта с промежуточной орбиты,
происходящего над акваторией Атлантического океана, в до-
полнение к Тихоокеанской гидрографической экспедиции
ТОГЭ-4 потребовалось создание Плавучего (морского) теле-
метрического комплекса ПТК в составе аналогичной группы
морских ИПов, выводимых в эту акваторию.
12 апреля 1961 г. на корабле «Восток» впервые в мире
был совершен полет человека в космос. В управлении кос-
мическим кораблем «Восток» непосредственно участвовали
коллективы Центра КИК, всех восточных стационарных НИПов
(Сарышаганского, Колпашевского, Енисейского и Елизов-
ского), а также морских ИПов и ТОГЭ-4. Остальные стаци-
онарные НИПы Комплекса находились в резерве на случай
нештатных ситуаций.
6 августа того же года стартовал космический корабль
«Восток-2». Командно-измерительному комплексу потребо-
валось задействовать для сеансов связи с «Востоком-2» все
свои наземные и морские командно-измерительные пункты.
По меньшей мере в 20 раз вырос объем принимаемой, пере-
даваемой и обрабатываемой Командно-измерительным ком-
плексом информации.
Практический опыт управления космическими кораблями
«Восток» и «Восток-2», космическими аппаратами изучения
Луны, Венеры и начавшейся программы серии «Космос» при-
вел к принципиальным выводам о том, что необходимо соз-
дать оперативные органы управления космическими аппара-
тами, находящиеся в непосредственном подчинении Центру
КИК. Для этого надо было провести ряд мероприятий:
-	передать функции КВЦ и личный состав НКВЧ из НИИ-4
МО в Центр КИК и создать там вместо КВЦ штатные под-
разделения, специально предназначенные для подготовки и
осуществления управления космическими аппаратами, спо-
собные анализировать состояние бортовой аппаратуры кос-
мических аппаратов и управлять ими в полете;
-	сформировать из личного состава этих подразделений
с участием представителей организаций-разработчиков, за-
казчиков и пользователей космических аппаратов главные
оперативные группы управления космическими аппаратами;
-	для общего руководства дежурными сменами создать
в Центре КИК штатный командный пункт Центра.
011 по 15 августа 1962 г. при управлении космическими
кораблями «Восток-3» и «Восток-4» впервые был осущест-
влен прием на НИПах телевизионного изображения космо-
навтов, обеспечена его трансляция по сети ТВ СССР. В период
запусков первых пилотируемых кораблей для Центра КИК на
НИП-6, НИП-13 и НИП-15 были построены первые радиоцен-
тры, началось проектирование радиоцентров для НИП-3, -4,
-12, -16.
Официальное решение о повышении статуса Центра КИК
состоялось сразу же после полета космических кораблей
«Восток-5» с летчиком-космонавтом В.Ф.Быковским и «Вос-
ток-6» с первой в мире женщиной - летчиком-космонавтом
В.В.Терешковой. 25 июня 1963 г. функции управления кос-
мическими аппаратами и сама НКВЧ (в составе двух отделов)
были переданы из НИИ-4 МО в подчинение Центру КИК. С тех
пор управление космическими аппаратами и руководство
привлекаемыми для этого наземными средствами и персона-
лом КИК стали его главными задачами.
18 марта 1965 г. стартовал космический корабль
«Восход-2». Его экипаж состоял из двух космонавтов -
П.И.Беляева и А.А.Леонова. На втором витке орбиты Лео-
нов, снабженный автономной системой жизнеобеспечения,
впервые в мире вышел в открытый космос и пребывал в ус-
ловиях космического пространства около 20 мин, в т. ч. вне
корабля - 10 мин. Четко работавшая система космического
телевидения и система связи КИК обеспечивали прямую те-
левизионную трансляцию из космоса, во время которой мил-
лионы людей в Советском Союзе и за рубежом наблюдали
206
Глава 6
летчика-космонавта А.А.Леонова на экране своих телевизо-
ров во время его космической прогулки. Кроме того, надежно
работавшая переговорная радиосвязь с кораблем «Восход-2»
позволила осуществить непосредственную беседу по радио
руководителей страны с космонавтами во время их полета.
Развитие и применение Комплекса для управления спут-
никами военного и социально-экономического назначения
Первыми отечественными спутниками военного назначе-
ния стали спутники фотонаблюдения за поверхностью Земли
типа «Зенит-2» и «Зенит-4», разработанные в ОКБ-1. Запуск
первого спутника «Зенит-2» под условным наименованием
«Космос-4» состоялся 26 марта 1962 г., а первого спутни-
ка «Зенит-4» - в 1963 г. Основные конструктивные отличия
ИСЗ «Зенит-2» и «Зенит-4» от «Востока» состояли в разме-
щении вместо кресла и средств обеспечения жизнедеятель-
ности космонавта фотоаппаратов для съемок из космоса и
средств, обеспечивающих доставку на Землю отснятой плен-
ки в спускаемом аппарате. Главные отличия в управлении
ими состояли в том, что во время их полета требовались,
наряду с формированием и передачей на борт разовых ко-
манд, формирование и закладка в бортовое программное
устройство сложных программ выполнения очередных се-
Станция «Подснежник». НИП-14
ансов фотонаблюдения. Только так можно было выбирать
фотографируемый из космоса район с учетом изменяющей-
ся оперативно-тактической обстановки, отсутствия над ним
облачности, достаточной освещенности Солнцем и т. д. Но
ранее созданные командные станции закладывать програм-
мы не могли. Надо было создавать функционально новые
командно-программные станции. К тому же следовало учесть
целесообразность совмещения в новых станциях функции
передачи командно-программной информации с функци-
ей траекторных измерений и приема ТМИ. Это позволяло
уменьшить количество различных станций на НИПах, число
приемных и передающих антенн на борту КА, а также диапа-
зон используемых ими радиоволн. С этой целью практически
одновременно были и разработаны, и поставлены на НИПы
командно-измерительные станции «Подснежник» (разра-
ботчик - НИИ-10 МСП), работающая в режиме широтно-им-
пульсной модуляции, и «Тайга» (разработчик - НИИ-648),
командно-программная радиолиния, работающая в режиме
аналоговых сигналов. В 1966 г. на основе «Тайги» была соз-
дана КИС «Куб».
Все эти станции, в отличие от станций КРЛ невоенного на-
значения, смогли формировать и передавать на борт не толь-
ко разовые команды, но и программы работы космического
аппарата на очередные сеансы фотонаблюдения,
позволяли обеспечить высокую помехозащищен-
ность, скрытность и имитостойкость. К тому же КИС
«Подснежник» и «Куб» совмещали в себе функции
командно-программной радиолинии и траекторных
измерений. Но они не были унифицированными.
Будучи практически одинаковыми по тактико-техни-
ческим возможностям, они могли работать каждая
только с КА своего типа: «Тайга» (а затем «Куб») -
со спутниками «Зенит-2», «Подснежник» - со спут-
никами «Зенит-4»; следовательно, они требовали
строительства на одних и тех же НИПах отдельных
сооружений и комплектования отдельными рас-
четами личного состава. Также исключалась воз-
можность взаимной подстраховки. Таким образом,
терялся выигрыш в надежности и пропускной спо-
собности КИК, который достигался бы в случае их
взаимозаменяемости.
Станция «Куб». НИП-14
К концу рассматриваемого периода истории
Комплекса в НИИ-885 завершалась разработка
еще одной, тоже неунифицированной, КИС «База»,
предназначавшейся для управления только КА на-
вигационно-связной системы ВМФ «Циклон». Все-
го к работам по управлению спутниками «Зенит-2»
и «Зенит-4» привлекались восемь НИПов и три
морских ИПа. Органом оперативного контроля и
управления первыми спутниками фотонаблюдения,
начиная с летных испытаний ИСЗ типа «Зенит-2»,
был КВЦ при НИИ-4. Там получали оперативную
телеметрическую информацию с ближайшего
(Щелковского) НИП-14, формировали команды и
программы для закладки на борт и направляли их
в КПЦ КИК. Оттуда они вместе с дополнительными
указаниями рассылались через ЦУС на НИПы для
реализации.
207
Главный испытательный космический центр МО РФ
Станция «Трал». НИП-14
Аппаратная станции «Трал». НИП-14
В открытой печати и других СМИ текущие сведения
о создании и применении КА военного назначения, наиме-
нования их типов тогда не упоминались. Сообщалось лишь
о времени запуска и параметрах орбит со ссылкой на то, что
они относятся к ИСЗ обобщенной серии «Космос», и дава-
лось указание порядкового номера их запуска в этой серии.
К серии «Космос» относились также ИСЗ двойного (военного
и невоенного), социально-экономического, научного назна-
чения и др. Но практически все они подлежали контролю и
управлению Командно-измерительным комплексом.
Запуски ИСЗ серии «Космос» начались 16 марта 1962 г.
После спутников «Зенит-2», «Зенит-4» на летные испытания
стали поступать другие ИСЗ этой серии военного, двойного и
социально-экономического назначения. К ним относятся ИСЗ
метеорологического наблюдения типа «Метеор». Первые два
из них - технологические «Космос-14» и «Космос-23». Полет
ИСЗ «Космос-44», впервые приступившего к практическому
выполнению задач метеорологического наблюдения, начался
26 марта 1964 г. Затем наступили летные испытания ИСЗ ве-
домственной связи «Стрела-1», «Стрела-2» и радионаблюдения
«Целина-О», а также ИСЗ «ДС-П1-Ю», «ДС-П1-И» для юстиров-
ки средств ПВО и ПРО. Кроме того, в рассматриваемый
период начались полеты ИСЗ научного назначения
«ДС» и «ДС-У» серии «Космос», а также не входящих
в эту серию «Электрона» и «Протона».
Для телеметрического контроля и управления
всеми этими спутниками потребовалось еще и до-
полнительное развитие территориальной структу-
ры. Территориальная структура КИК пополнилась
в 1965 г. двумя новыми командно-измерительными
пунктами: НИП-17 у г. Якутска и НИП-18 у г. Ворку-
ты. Их первыми начальниками были соответственно
инженер-полковники И.Е.Шкреба и Д.В.Терехин. Рас-
положенные в северных широтах, они обеспечили
работу с ИСЗ «Метеор», которые стали запускаться
с северного полигона (космодрома) Плесецк на при-
полярные орбиты.
Найдено было и решение исключительно острого
для Комплекса вопроса о сосредоточенном базирова-
нии КПЦ КИК, центров управления КА и штатных под-
разделений Центра КИК на специально выделенной
для этой цели территории с перспективой развития.
В рассматриваемый период КПЦ с его узлом связи
и центрами управления некоторыми ИСЗ временно
располагался в помещениях «первого дома» МО.
Центры управления другими ИСЗ и подразделения
Центра КИК ютились в тесных неприспособленных
помещениях: на Гоголевском бульваре, д. 6; в Хамов-
нических казармах по Комсомольскому проспекту,
д. 18, в полуподвальных помещениях по Хорошев-
скому шоссе, на КИП-14 в Щелково. И это не говоря
уже о базировании центров управления лунными и
межпланетными КА при Симферопольском и Евпато-
рийском КИПах. Поэтому в марте 1964 г. правитель-
ством было принято решение о строительстве КПЦ
КИК на территории городка Голицыно-2 Московской
области. Там же планировалось разместить органы
оперативного управления КА военного и двойного
назначения, а также руководство и основные подразделения
Центра КИК.
Большой вклад в совершенствование командных, а затем
и командно-измерительных станций с учетом их унификации
для работы со многими КА ближнего и отчасти среднего кос-
моса, а также преемственности перехода от уже применяе-
мых станций к более совершенным и новым внес коллектив
НИИ-648, специализирующегося на одном из тематических
направлений космической деятельности. Исходя из прото-
типа КРС - МРВ-2М, - разработчики этого направления по-
следовательно создали и ввели на КИПах командные и ко-
мандно-программные УКВ-радиостанции более совершенных
типов. Первые из них (после МРВ-2М) - станции типа МРВ-ВС,
созданные для командного управления КК «Восток», - могли
работать с числом команд до 40, включая команды высокой
надежности «спуск с орбиты» и «экстренное катапультирова-
ние». Следующие станции - типа «Пост-Д», с расширенным
радиодиапазоном и увеличенной дальностью действия, - для
управления малыми спутниками «ДС», «ДС-У» серии «Кос-
мос» и последующими (после 1962 г.) КК «Восток». Далее
- «Пост-Д1» с увеличенным числом команд (до 400) и с по-
208
Глава 6
вышением их имитостойкости для управления КК «Восход»,
ИСЗ «Электрон» (с 1964 г.). Наконец, «Пост-2Д» с числом
разовых команд около 3000 - для высоконадежного управ-
ления ИСЗ «Метеор», «Протон» и рядом других (с 1966 г.).
Особенности этих типов УКВ КРС - небольшие габариты,
вес и энергопотребление бортовых устройств аппаратуры;
ненаправленные бортовые антенны, позволяющие работать
с неориентированными ИСЗ, и антенны самих станций, не
нуждающиеся в наведении на быстродвижущиеся спутни-
ки; все большее у станций последующих типов количество
передаваемых команд с более высокой надежностью и опе-
ративностью.
Тем же коллективом в начале следующего периода исто-
рии КИК (в 1967 г.) были созданы для работы со многими
ИСЗ серии «Космос» УКВ-станции второго поколения - типа
«Коралл». Это были уже командно-измерительные стан-
ции. В состав каждой из них входили командная станция
«Пост-2Д», устройство формирования программ, а также
принципиально новая станция «Краб» для траекторных из-
мерений доплеровским методом и приема телесигнализации.
А пока что параметры движения рассматриваемых ИСЗ опре-
делялись станциями «Кама».
Переход на требуемые более совершенные телеметриче-
ские станции осуществлялся как для ИСЗ серии «Космос»,
гак и для других КА, заметно эффективнее, чем создание
и внедрение траекторно-измерительных и командно-про-
граммных станций. Новая радиотелеметрическая станция
РТС-9 была задумана для работы с унифицированным рядом
бортовой аппаратуры. Из его модулей можно было составить
комплект для любых ракет и космических аппаратов, взаи-
модействующий с унифицированной наземной станцией. Она
стала применяться начиная с 1963 г. для КА типа «Метеор»,
КА серии «Космос», а также спутника связи «Молния-1» и
оказалась перспективной для большинства других. Что ка-
сается станций «Трал», то они (а затем и их модификация
«Трал-К2Н») еще продолжали применяться на НИПах для
работы с КА, ранее рассчитанными на использование этих
станций, в частности, с аппаратами типа «Восток», «Восход»,
«ДС», «Зенит-2», «Зенит-4».
Наземный телевизионный комплекс «Фобос - Кречет»
Для приема телевизионной информации с КА «Метеор»
на трех НИПах были применены станции «Фобос», разрабо-
танные во ВНИИ телевидения.
Решение основных задач баллистического обеспечения
управления аппаратами серии «Космос» и всеми другими
КА в рассматриваемый период осуществлялось ВЦ НИИ-4,
созданным, как уже отмечалось, в 1960 г. Он был дооснащен
ЭВМ М-220 и всем необходимым ПМО. Чтобы разгрузить
его от громоздких расчетов и передач НИПам целеуказаний
для наведения антенн их наземных станций, все НИПы стали
оснащаться ЭВМ. Эту работу проводил созданный в 1962 г.
в Центре КИК отдел математической обработки. В 1966 г.
создаются ВЦ в Центре КИК, на НИП-10 и НИП-16. Они так
же, как и ВЦ НИИ-4, оснащаются ЭВМ М-20, М-220. Осущест-
влена привязка узлов связи КИПов к Государственной сети
связи и аренда магистральных каналов телефонной связи по
несколько каналов на каждый НИП.
Отмеченное развитие КИК позволило его специалистам
успешно справиться с управлением семи типов ИСЗ военно-
го и социально-экономического назначения серии «Космос»,
поступивших на летные испытания, «Зенит-2» - в эксплуа-
тацию после принятия на вооружение, а также еще четырех
типов ИСЗ научного назначения.
Первыми отечественными спутниками космической свя-
зи двойного назначения стали спутники типа «Молния». Они
были разработаны в ОКБ-1 при участии Московского НИИ
радиосвязи и НИИ радио. Их главные особенности - ретран-
сляция передаваемых специальными наземными станциями
сигналов телевидения и связи в диапазоне дециметровых
или сантиметровых волн спутниками, выводимыми на высо-
коэллиптические орбиты. Первый работоспособный спутник
«Молния-1» был выведен в космос 24 апреля 1965 г. Его по-
явление имело для нашей страны огромное социально-эко-
номическое значение. Впервые стали возможными трансля-
ция для жителей Дальнего Востока программы Центрального
телевидения и обеспечение доступной сверхдальней связи
в интересах как гражданских, так и военных потребителей.
В качестве наземных радиостанций решено было дообору-
довать ранее установленные на большинстве НИПов станции
«Сатурн», разработанные в СКБ-567 в интересах лун-
ных и межпланетных программ. После основных до-
работок эти станции стали именоваться «Сатурн-М».
Антенну потребовалось сделать полноповоротной,
станцию оснастили передающими и приемными
устройствами спутниковой связи и телевещания,
которые позволяли осуществлять траекторные из-
мерения, передачу команд и программ на борт КА
«Молния-1», принимать от него сигналы оперативной
телеметрии, посылать и принимать после ретрансля-
ции сигналы спутниковой связи и телевидения на всех
рабочих участках орбиты, включая близкие к апогею.
Первые полноповоротные антенные системы РС-10-
2М наземных станций «Горизонт-К» были установле-
ны на НИП-14 и НИП-15.
Дальнейшим развитием работ по созданию
спутниковой связи стало размещение станций
«Горизонт-К» на НИП-3, -4, -6. Данные НИПы возь-
мут на себя основную нагрузку по приему и передаче
209
Главный испытательный космический центр МО РФ
телеметрической и телевизионной информации. Обеспече-
ние приема программ Центрального телевидения по системе
«Орбита» и их выдачу на телецентр г. Красноярска возьмет
на себя станция «Горизонт-К» НИП-4. Опытная эксплуатация
системы «Молния-1» с использованием пяти узлов, располо-
женных на НИП-3, -4, -6, -14, -15, а также 19 пунктов приема
программ Центрального телевидения подтвердила ключевую
роль КИК в управлении отечественной космической группи-
ровкой.
В продолжение своего развития директивой начальника
ГШ ВС от 7 ноября 1965 г. КИК был переформирован в Центр
командно-измерительных комплексов искусственных спутни-
ков Земли и космических объектов. Он явился единым штат-
ным высшим звеном КИК, ответственным в целом как за пла-
нирование сеансов работы с КА, анализ результатов контроля и
принятие решений по управлению космическими аппаратами,
так и за реализацию этих решений средствами КИК. Ему была
передана из НИИ-4 Научная координационно-вычислительная
часть, подразделения которой входили в состав упраздняе-
мого КВЦ, подчиненного руководству НИИ-4. В соответствии
с предназначением подразделения НКВЧ стали осуществлять,
теперь уже в Центре КИК, централизованное планирование сил
и средств Комплекса, управление космическими аппаратами,
а также координацию взаимодействия с другими организа-
циями. Затем, для решения задач управления космическими
аппаратами, в Центре КИК были созданы испытательно-управ-
ляющие космическими аппаратами подразделения: сначала
отделы, а затем управления Центра КИК.
Рост количества и сложности задач уже в первые годы
рассматриваемого периода истории КИК был настолько мас-
штабным, что решить эти задачи в рамках прежней штатной
структуры КИК было бы совершенно невозможно. Потребова-
лись и были приняты безотлагательные меры, направленные
на ее совершенствование. Для оперативного управления КА из
состава испытательно-управляющих и обеспечивающих под-
разделений Центра КИК еще на стадии подготовки к летным
продолжателем важнейших дел своего предшественника.
К ним относилась и забота об обустройстве деятельности и
быта огромного коллектива Комплекса.
Развертывание опытно-испытательных и научно-иссле-
довательских работ
В первое десятилетие деятельности Командно-измери-
тельного комплекса в дополнение к основным задачам по
предназначению полностью определилась научная составляю-
щая Комплекса, а именно его опытно-испытательные и науч-
но-исследовательские работы. Объектами ОИР Центра КИК до
1962 г. были испытываемые или эксплуатируемые наземные
средства Комплекса. С1962 г. основными объектами ОИР КИК
стали космические аппараты и системы КА, проходящие лет-
ные испытания или принятые в эксплуатацию. Существенная
часть ОИР выполнялась в процессе участия в работах соответ-
ствующих ГОГУ и носила научно-исследовательский характер.
И неудивительно, что выполнявшиеся в НИИ-4 работы и отче-
ты по результатам испытаний средств КИК и летных испытаний
КА относились к категории НИР. Результаты ОИР содержали,
как правило, рационализаторские предложения и изобрете-
ния, которые в большинстве случаев реализовывались при
дальнейшем совершенствовании космических аппаратов и
средств КИК, а также методов и способов их управления. Ко-
личество выполненных ОИР в КИК возросло с двух в 1959 г. до
восемнадцати в 1967 г.
Не менее напряженные по затратам интеллектуального
труда были научно-исследовательские работы, хотя в них
участвовало меньше сотрудников. Они были направлены на
разработку перспектив развития КИК, разработку и совер-
шенствование наукоемких технологий автоматизированного
решения задач планирования работы средств Комплекса,
баллистического, телеметрического и командно-программ-
ного обеспечения управления КА.
Подводя итоги истории развития Командно-измеритель-
ного комплекса за первое десятилетие, можно констати-
испытаниям космических аппаратов
каждого нового типа формировалось
квалифицированное ядро - ГОГУ.
Наряду с Управлениями, которые
непосредственно управляют космиче-
скими аппаратами, в 1965 г. на базе
ранее созданных отделов КИК были
сформированы Управление испытаний
и эксплуатации командно-измеритель-
ных средств и средств автоматизации и
Управление испытаний и эксплуатации
наземно-космической связи.
В 1965 г. начальником Центра
КИК назначен генерал-майор войск
связи И.И.Спица. Будучи начальни-
ком отдела, а затем заместителем
начальника Центра КИК по связи,
обеспечил создание лучшей в стране
коротковолновой и кабельной связи
Комплекса. Теперь, при работе на
новой должности, его деятельность
существенно расширилась. Он стал
Первое здание для размещения руководства Центра КИК в Гэлицыно-2
210
Глава 6
ровать, что КИК совершенствовался и развивался по всем
важнейшим направлениям. Применены новые методы теле-
метрического контроля и управления космическими аппара-
тами. Кроме выдачи разовых команд, КИК стал рассчитывать
и передавать на борт сложные программы управления борто-
выми устройствами КА. В их числе - программы управления
системами ориентации КА, перевода разгонного блока в ре-
жим второго старта для запуска межпланетных КА, коррек-
ции траектории полета КА, а также торможения космических
аппаратов и отделения от них спускаемых аппаратов.
Развивалась территориальная структура КИК. Созданы
новые НИПы:
-	НИП-15 в п. Галенки - на базе технических средств и
личного состава НИП-2 - вспомогательный центр дальней
космической связи;
-	НИП-16 в г. Евпатория - основной центр дальней кос-
мической связи;
-	НИП-17 в г. Якутск для телеметрического контроля и
управления КА, запускаемых с северного полигона Плесецк
на приполярные орбиты;
-	НИП-18 в г. Воркута для телеметрического контроля и
управления КА, запускаемых с северного полигона Плесецк
на приполярные орбиты;
-	плавучий телеметрический комплекс в составе четырех
морских ИПов.
Совершенствовалась функциональная структура КИК.
В Центре КИК создан штаб, четыре управления и ряд отделов,
предназначенных для управления закрепленными за ними
космическими аппаратами и группировками КА, два управле-
ния испытаний и эксплуатации технических средств и систем
КИК, вычислительный центр.
Несмотря на быстрое развитие отечественной космо-
навтики, проведенные в КИК различного рода мероприятия,
в т. ч. увеличение штатной численности и перевод его в под-
чинение ЦУКОС МО, Комплексу удалось справиться с по-
ставленными задачами без ущерба качеству и надежности
выполняемых работ. Годовая загрузка КИК резко возросла и
составила 18-25 тыс. сеансов управления с 65-75 космиче-
скими аппаратами различного назначения, в т. ч. с 16-21 од-
новременно действующими в космосе.
Расширение возможностей Комплекса
(1968-1982 гг.)
Развертывание перспективной базы Центра КИК в Голи-
цыно-2
Установленное приказом Министра обороны перспектив-
ное место базирования КПЦ КИК и подразделений Центра КИК
в городке Голицыно-2 развивалось до 1967 г. исходя из потреб-
ностей не КИК, а ранее созданного там приемного радиоцентра
Ракетных войск. По их заказу в 1964-1967 гг. были введены де-
вять жилых четырех- и пятиэтажных домов, два общежития, ма-
газин, солдатский клуб, офицерская столовая, гараж на 20 авто-
машин. Пробурена водозаборная скважина и введены очистные
сооружения. Развернуто строительство самого крупного здесь
четырехэтажного здания для использования в качестве казармы
и размещения руководства ПРЦ РВСН. В дальнейшем оно имено-
валось четвертым техническим зданием.
Тем не менее, в мае 1967 г. главнокомандующий РВСН
передал в распоряжение Центра КИК приемный радио-
центр с принадлежавшим ему имуществом, преобразовав
его в воинскую часть, которая обеспечивала деятельность
Центра КИК связью, охраной и автотранспортом. Для рабо-
ты персонала Центра КИК были использованы некоторые
помещения приемного радиоцентра и построено временное
деревянное сооружение. Его в обиходе именовали деревян-
ным космическим центром. К1970 г. было переоборудовано
четвертое техническое здание. Сначала в деревянном кос-
мическом центре, а затем и в этом здании разместили узел
связи, ЭВМ и часть персонала вычислительного центра,
а также подразделения, управляющие космическими аппа-
ратами военного назначения. В их числе - подразделение,
предназначенное для телеметрического контроля и управ-
ления спутниками фотографического наблюдения во главе
с полковником С.А.Калининым, два подразделения для ра-
боты со спутниками двух типов радионаблюдения, возглав-
ляемые полковниками О.Х.Валиевым и М.А.Романовским,
а также руководимые полковником Ю.Е.Краковским под-
разделения управления спутниками ведомственной связи.
Тогда же было начато строительство корпуса для Службы
единого времени.
Ежедневные поездки специалистов Центра КИК, прожи-
вающих в Москве, на ответственную работу в Голицыно-2
были, очевидно, недопустимыми. К тому же и в самой Мо-
скве обеспечить квартирами всех специалистов Центра КИК
не представлялось возможным. Решать жилищную и другие
социальные проблемы надо было в самом Голицыно-2. От
этого зависел успех всей последующей деятельности Центра
КИК. И его руководство, при настойчивом контроле со сто-
роны генерал-лейтенанта А.Е.Карася, возглавившего ЦУКОС
МО, и при активной деятельности помощника начальника
Центра КИК по строительству полковника В.Е.Ржаного при-
ступило к работам по развитию жилого городка.
Таким образом, решение проблемы развертывания и
деятельности Центра КИК на перспективном месте его ба-
зирования приобрело реальные очертания. Отсюда стали
осуществлять управление всеми основными принятыми на
вооружение и проходящими летные испытания военными
космическими аппаратами фотонаблюдения («Зенит-2»,
«Зенит-4»), радионаблюдения («Целина-О», «Целина-Д») и
ведомственной связи («Стрела-1», «Стрела-2»). Дальнейшим
развитием КИК послужили директивы начальника ГШ ВС от
10 июня 1971 г. и директивы Главного штаба РВ от 21 июля
1971 г. о переформировании вычислительного центра КИК
в Управление баллистического обеспечения комических ап-
паратов и систем.
Приказом МО СССР от 26 ноября 1971 г. Центр КИК воз-
главил генерал-майор И.Д.Стаценко (с 1961 г. в РВСН, коман-
довал ракетной дивизией, размещенной на Кубе во время
Карибского кризиса 1962 г.). Усилия нового руководства КИК
с самого начала были сосредоточены на более четкой орга-
низации управления космическими аппаратами военного и
двойного назначения. В четвертом техническом здании был
развернут пока еще не автоматизированный КПЦ КИК. К де-
журству на КПЦ привлекались заместители начальника Цен-
тра КИК и начальники ведущих испытательных управлений.
211
Главный испытательный космический центр МО РФ
В 1973 г. было построено трехэтажное здание для руко-
водства Центра КИК (штаба), и в январе 1974 г. все командо-
вание Центра КИК переезжает сюда из Москвы на постоян-
ное место службы.
Автоматизация телеметрического контроля и управле-
ния космическими аппаратами
С самого начала создания и применения Командно-из-
мерительного комплекса общими главными требованиями
к нему явились надежность и оперативность управления кос-
мическими аппаратами. Удовлетворить этим требованиям,
в конечном счете, можно лишь на основе всеобщей, взаи-
моувязанной, иными словами, комплексной автоматизации
работы всех привлекаемых технических средств и систем,
всех осуществляемых технологий. Но в условиях бурно про-
текавшего процесса освоения космического пространства
приходилось решать проблему автоматизации на первых по-
рах раздельно, по составным частям технологического обе-
спечения управления КА.
Такая неотложность и доступность хотя бы частичной ав-
томатизации выявилась прежде всего при осуществлении бал-
листического обеспечения. Автоматизация телеметрического
обеспечения, потребность в которой была также велика, за-
держалась по времени в связи с непригодной для автомати-
зированного преобразования формой выходной информации
первых телеметрических станций. Позже появилась необходи-
мость автоматизации разработки разовых команд и программ
управления КА, а также автоматизации процессов координации
и планирования работы технических средств КИК.
Автоматизация баллистического обеспечения была пред-
усмотрена еще в эскизном проекте создания первоначаль-
ного КИК. С середины 1963 г. функции телеметрического
контроля и управления космическими аппаратами перешли
от КВЦ при НИИ-4 к Центру КИК, настал черед передачи ему
также и всех задач баллистического обеспечения, которые
решались в вычислительном центре этого НИИ. В соответ-
ствии с этим в середине 1966 г. в Центре КИК был сформиро-
ван свой вычислительный центр во главе с В.Д.Ястребовым.
Сначала он размещался в здании Министерства обороны на
Фрунзенской набережной, а с июня 1967 г. обосновался в Го-
лицыной. Уже к концу 1967 г. была освоена технология при-
менения комплексов программ, ранее созданных в НИИ-4,
разработаны алгоритмы и программы собственного комплек-
са АКП-67. К апрелю 1968 г. был создан новый оперативный
комплекс программ. Время проведения баллистических рас-
четов с его использованием сократилось в 3-4 раза по срав-
нению со временем работы по программам НИИ-4.
Наряду с созданием и быстрым развитием ВЦ Центра КИК
были предприняты и другие меры, направленные на повыше-
ние оперативности и надежности баллистического обеспече-
ния. В частности, НИПы стали оснащаться ЭВМ «Минск-32»
и М-220. Это позволило перейти от централизованного рас-
чета целеуказаний в ВЦ Центра с последующей передачей их
на НИПы к децентрализованному расчету их на каждом НИП
в отдельности. При этом высвобождалось машинное время
в ВЦ Центра КИК, необходимое, в первую очередь, для реше-
ния первичных баллистических задач, разгружались каналы
связи Центра КИК с НИПами от больших информационных
Автоматизированная система управления «Скат»
потоков целеуказаний. Вместо них на НИПы из ВЦ достаточ-
но было передавать небольшие по объему исходные данные.
Программы расчета целеуказаний на НИПах стали разрабаты-
вать баллистики Центра КИК начиная с 1968 г.
Автоматизация разработки команд и программ управле-
ния КА началась с 1969 г. в одной из лабораторий баллисти-
ческого Управления. Благодаря творческой инициативе ее
начальника Э.Н.Капитонова в середине этого года была раз-
работана программа расчета на ЭВМ М-220 разовых команд
сначала для одного, а затем и ряда других КА серии «Кос-
мос». Плодотворно участвовал в этой работе ВАКузьмин.
Таким образом, результаты раздельной автоматизации про-
цессов различных видов технологического обеспечения были
весьма значительными. Однако они в принципе не могли под-
менить достижение конечной цели - комплексной автоматиза-
ции Командно-измерительного комплекса и всей совокупности
осуществляемых им процессов телеметрического контроля и
управления отечественными космическими аппаратами.
К концу 1972 г. была начата отладка в основном смон-
тированной аппаратуры и оборудования головного участка
комплексной АСУ КИК в составе КСА «Скат-Ц» в Центре КИК
и КСА «Скат-П» на Щелковском и Симферопольском НИПах
В состав головного участка КСА «Скат-Ц» входили:
-	центральный вычислительный комплекс, состоящий из
трех ЭВМ М-600 производительностью 600 тыс. операций
в секунду каждая с запоминающими устройствами на маг-
нитных барабанах и магнитных лентах;
-	комплекс аппаратуры передачи данных «Резеда» для
автоматизированного двухстороннего обмена информацией
с КСА «Скат-П» НИПов;
ЭВМ М-222
212
Глава 6
-	аппаратура АС-51, состоящая из двух спаренных ЭВМ
производительностью 200 тыс. операций в секунду каждая.
В состав КСА «Скат-П» входили:
-	вычислительный комплекс, включающий две ЭВМ
М-220 со специальным устройством сопряжения их между
собой, запоминающими устройствами на магнитных бараба-
нах и лентах;
-	пульт управления со средствами отображения и печата-
ющим устройством;
-	АПД «Резеда».
В начале 1973 г. для испытаний и эксплуатации КСА
«Скат-Ц» в Центре КИК создается управление во главе с пол-
ковником ВАНорицем. Задачи этого управления состояли
в контроле монтажно-наладочных работ, участии в испыта-
ниях головного участка системы, в разработке и внедрении
общего математического обеспечения, а также организации
совместного с разработчиками технического обслуживания.
Многообразие неунифицированных технических средств
КИК (станций), с которыми должны стыковаться комплек-
сы «Скат-П», потребовало разработки целого ряда новых
устройств сопряжения. Только для головного участка, целью
которого была постановка на автоматизированное управле-
ние КА трех типов («Целина-О», «Целина-Д», «Янтарь-2К»),
потребовались специальные устройства сопряжения со
станциями «Куб», «Коралл» и «Краб». Все эти и ряд других
трудностей и недостатков разработки АСУ стали предметом
анализа в научно-исследовательской работе, выполненной
в Центре КИК в конце 1974 г., и в докладе ее научного руко-
водителя Я.Я.Сиробабы на специально проведенной в начале
1975 г. в Академии им. Ф.Э.Дзержинского межведомствен-
ной научно-технической конференции. Потребность в авто-
матизации процессов телеметрического контроля и управле-
ния, особенно новыми сложными космическими аппаратами,
была настолько неотложной, что из-за задержки с созданием
комплексной АСУ КИК пришлось создавать специализиро-
ванные АСУ этими КА. Для каждой из них требовалось соз-
дание своего автоматизированного центра управления КА,
а также развитие раздельно создаваемых в масштабе КИК
трех автоматизированных систем основных видов техноло-
гического обеспечения - баллистического, телеметрического
и командно-программного. По сравнению с созданием ком-
плексной АСУ облегчалась возможность финансирования и
осуществления развития АСБО, АСИТО, АСКПО для АСУ но-
выми космическими аппаратами.
Благоприятно сложились условия также для становления
и развития АСИТО. Весной 1972 г. завершено строительство
здания ИКИ АН СССР и предусмотренных договором его по-
мещений для Центра КИК. Коллектив Управления обработки
ТМИ испытывал моральный подъем. Своими силами привел
помещение в порядок и стал перебазировать вычислитель-
ную технику с Хорошевских подвалов. Под руководством
заместителя начальника Центра КИК по научной и испыта-
тельной работе специалистами Управления обработки ТМИ,
Управления испытаний и Управления обитаемыми космиче-
скими кораблями и станциями был разработан и представлен
А.Г.Карасю на утверждение проект оснащения сооруженного
при долевом участии Центра КИК объекта «Рокот» средства-
ми нового узла связи, вычислительными и другими техни-
ческими средствами с целью создания Центра автоматизи-
рованной обработки телеметрической информации (на базе
ЭВМ М-220, М-222) и двух центров управления КА.
Первый - для телеметрического контроля и управления
обитаемыми кораблями и станциями с использованием со-
временных ЭВМ БЭСМ-6. В преддверии подготовки между-
народной космической программы «Союз-Аполлон» авторы
проекта полагали целесообразным создать этот центр управ-
ления под одной крышей с сугубо невоенной организацией
-ИКИ.
Другой центр управления предназначался для телеметри-
ческого контроля и управления космическими аппаратами
«Метеор», «Бион», «Интеркосмос» и другими необитаемыми
низкоорбитальными ИСЗ социально-экономического и науч-
ного назначения.
Развитие и применение Комплекса для низкоорбиталь-
ных автоматических космических аппаратов
Начиная с 1969 г. к ИСЗ семи типов низкоорбитальных
космических аппаратов, ранее поступивших на летные испы-
тания, добавились ИСЗ еще одиннадцати типов, при этом КА
шести типов были приняты на вооружение. В целом космиче-
ские аппараты этой категории и составили основную загрузку
КИК.
Для небольшого числа низкоорбитальных необитае-
мых космических аппаратов, таких как КА типа «Зенит-2» и
«Зенит-4», кроме стационарных пунктов требовались также
и морские ИПы. Основная задача их - телеметрический кон-
троль срабатывания тормозных двигателей спускаемых аппа-
ратов над акваторией Атлантического океана. Эта потребность
удовлетворилась рассматриваемым далее значительным рас-
ширением в этот период количественного и качественного
состава морских ИПов и НИПов. Они создавались по про-
граммам разработки, запуска и полетов необитаемых лунных
Антенна СМ-178 телеметрической системы РТС-9
213
Главный испытательный космический центр МО РФ
и межпланетных космических аппаратов, а также обитаемых
низкоорбитальных космических кораблей и станций.
Вместе с тем для работы с низкоорбитальными необита-
емыми КА потребовалось весьма существенное количествен-
ное и качественное дооснащение НИПов техническими сред-
ствами. Для работы с КА навигационно-связной космической
системы «Циклон», создаваемой в интересах ВМС, к началу
ее ЛКИ в 1968 г. НИПы оснащаются командно-измерительной
системой «База» разработки НИИП (главный конструктор -
Н.Е.Иванов). Тогда же НИПы стали оснащаться КИС «Коралл».
В 1969 г. она вместе с входящей в ее состав станцией траек-
торных измерений «Краб» стала применяться для телеметри-
ческого контроля и управления КА «Целина-О».
На Евпаторийском ИП-16 вводится первая высокоточная
квантово-оптическая станция траекторных измерений для
юстировки радиотехнических КИС - КОС-Э разработки НИИП.
В 1970 г. КИС «Куб-У» была доработана НИИТП для работы
с КА «Зенит-4», «Стрела-2М» и «Целина-Д». Тогда же вводит-
ся на НИПах аппаратура УСЛ-2 для сопряжения аппаратуры
«Луч» с ЭВМ М-220 с целью автоматизации ретрансляции на
борт КА командно-программной информации, принимае-
мой на НИПах из Центра КИК. С 1967 г. НИПы оснаща-
ются усовершенствованными телеметрическими станциями
МА-9МКТМ-1, а с 1979 г. - станциями МА-9МКТМ-4 системы
РТС-9.
При выполнении вышеупомянутых работ специалисты
Центра КИК проявляли творческую инициативу. В частности,
группа во главе с Н.П.Пожогиным разработала и реализовала
на всех НИПах доработку аппаратуры «Луч». В результате по
тракту этой аппаратуры стала возможной автоматизирован-
ная передача из Центра КИК не только команд и программ,
а также и исходных данных для расчета на ЭВМ НИПов це-
леуказаний радиотехническим станциям и некоторой другой
информации.
Следует также отметить, что оперативное руководство
телеметрическим контролем и управлением низкоорбиталь-
ными необитаемыми ИСЗ военного и социально-экономи-
ческого назначения осуществлялось из Голицыно-2, за ис-
ключением работы ГОГУ с КА системы метеорологического
наблюдения «Метеор», которая выполнялась с места базиро-
вания НКВЧ на Комсомольском проспекте, 18.
Развитие и применение Комплекса для пилотируемых КА
«Союз», долговременных орбитальных станций «Алмаз», «Са-
лют» и космических аппаратов научного назначения
Немаловажное значение имел вопрос о месте расположе-
ния и оснащении Центра управления космическими корабля-
ми «Союз». Предпринятые по инициативе Ю.А.Мозжорина
работы, направленные на создание ЦУП для обитаемых КА
в подмосковном Калининграде (ныне г. Королев), находи-
лись так же, как и работы по АСУ КИК, в начальной стадии.
Технических средств и программного обеспечения для ав-
томатизированной передачи телеметрической информации
с НИПов в тот или иной удаленный от них центр управления
КА к концу 1960-х гг. еще не было. В этих условиях решили
создать Центр управления космическими кораблями «Союз»
на Евпаторийском НИП. Этот НИП был оснащен командно-
измерительными, телеметрическими и вычислительными
средствами, создававшимися в рамках лунных и межпланет-
ных программ. Географическое положение и оснащенность
этого НИП позволяли непосредственно взаимодействовать
его средствами с одним или двумя находящимися в космо-
се космическими кораблями «Союз» на пяти-шести витках
орбиты ежесуточно и осуществлять прямое управление ими
при их сближении, причаливании, стыковке и других манев-
рах. Много сделали для ввода и устойчивой работы новых
технических средств на Евпаторийском НИП заместители его
начальника Л.И.Онищенко и ВАКолотилов.
Развитие КИК позволило ему осуществлять управление
не только двумя одновременно функционирующими, выве-
денными для стыковки в космосе кораблями «Союз», но и
одновременно управлять еще и долговременной орбитальной
станцией «Салют», с которой корабли «Союз» должны были
стыковаться, с целью доставки на станцию и возвращения
космонавтов и грузов. Но прежде чем удалось осуществить
успешный запуск очередной ДОС, была разработана ЦКБМ
и подготовлена к запуску первая ДОС военного назначения
«Алмаз». В конструкторской документации эта станция и ее
модификации того же назначения именовались орбиталь-
ными пилотируемыми станциями «Алмаз» с указанием оче-
редного номера станции, выведенной на орбиту, начиная со
второго («Алмаз-2» и т. д.). В средствах массовой информа-
ции, согласно действующим в то время требованиям, станции
«Салют» и «Алмаз» именовались одинаково - ДОС «Салют»
с указанием номера, начиная со 2-го, в соответствии с общей
последовательностью их запусков. Доставка на станцию «Ал-
маз» и возвращение космонавтов, а также необходимых гру-
зов осуществлялись космическими кораблями той же серии
«Союз», что и при полетах к многоцелевой станции «Салют».
Руководителем ГОГУ первой станции «Алмаз» («Салют-2»)
был заместитель начальника Центра КИК Я.Я.Сиробаба, тех-
ническим руководителем от ЦКБМ - М.И.Лившиц.
В целом же технология управления ДОС «Салют» и сты-
куемыми с нею космическими кораблями «Союз» была для
Командно-измерительного комплекса намного сложнее, чем
необитаемыми космическими аппаратами. Потребовалось
одновременное и согласованное управление не одним, а дву-
мя и даже тремя сложнейшими космическими аппаратами, да
еще и с экипажем на борту. Особенно сложными были опе-
рации управления ими при их сближении и стыковке. И это
вполне объяснимо, если принять во внимание, что установ-
ленные на космических кораблях и ДОС бортовые устройства
радиотехнической системы сближения и стыковки «Игла»
могли справиться со своими задачами лишь после приема
от КИК программы, рассчитанной в Центре управления эти-
ми КА, исходя из получаемых от НИПов текущих траектор-
ных измерений. Учитывая сложность управления обитаемы-
ми космическими аппаратами в Центре КИК в конце 1966 г.,
создается специальное для этих целей подразделение - 6-е
управление в составе трех отделов во главе с полковником
Н.Г.Фадеевым.
В результате развития КИК, формирования специального
подразделения и подготовки его персонала в конце 1966 г. и
в начале 1967 г. было осуществлено управление двумя проб-
ными КК «Союз» в необитаемом режиме («Космос-133» и
«Космос-140»), а 23-24 апреля 1967 г. - первым обитаемым
214
Глава 6
Командно-измерительная станция «Сатурн-МС»
КК «Союз-1» с летчиком-космонавтом В.М.Комаровым. Учи-
тывая трагический исход полета первого обитаемого корабля
этого типа, до конца 1971 г. были осуществлены полеты семи
необитаемых пробных кораблей «Космос», а затем полеты
одиннадцати КК «Союз», из числа которых два - для доставки
экипажей и имущества на ДОС «Салют» и один - в необитае-
мом режиме. 19 апреля 1971 г. ракетой-носителем тяжелого
класса «Протон» успешно выведена на орбиту первая орби-
тальная станция «Салют-1». 23 апреля 1971 г. к станции за-
пускается транспортный пилотируемый корабль «Союз-10»
с космонавтами на борту, которые 24 апреля успешно стыку-
ются со станцией, проверяют ее работоспособность и 25 апре-
ля благополучно возвращаются на Землю.
Для подготовки и реализации управления космическими
кораблями серии «Союз» был предусмотрен один из отделов
упомянутого 6-го управления Центра КИК. В него входили
Р.И.Бакакин, Ю.В.Дородкин, В.Н.Петров, И.А.Гнатенко, И.Г.Ус,
А.И.Бондаренко и др. Им, как и всем, кто принимал участие
в управлении КК «Союз» и ДОС «Салют» в 1966-1971 гг.,
довелось испытать на себе огромные физические и мораль-
ные перегрузки. Специалисты Командно-измерительного
комплекса и ГОГУ в целом проявили при этом высокий про-
фессионализм и чувство предельной ответственности, не до-
пустив каких-либо промахов и ошибок. Следует отметить, что
управленцам КИК в этом периоде пришлось пережить траги-
ческие события. Гибель космонавта В.М.Комарова 24 апреля
1967 г. (из-за несовершенства парашютной системы спускае-
мого аппарата космического корабля «Союз-1») и космонав-
тов В.Н.Волкова, Г.Т.Добровольского и В.И.Пацаева 30 июня
1971 г. (из-за нарушения герметичности кабины при спуске
КК «Союз-11») оставили в их сердцах и душах неизгладимые
травмы.
15 июля 1975 г. стартом космического корабля «Союз-19»
с космонавтами А.А.Леоновым и В.Н.Кубасовым было начато
осуществление программы первого международного экспе-
риментального полета космических кораблей «Союз» (СССР)
и «Аполлон» (США). Этому полету предшествовал целый ряд
мероприятий. В1971 г. президентом АН СССР М.В.Келдышем
и заместителем директора НАСА доктором Лоу было подпи-
сано соглашение. Затем были разработаны
проект экспериментального полета «Союз
- Аполлон», согласованный в 1972 г. на со-
ветско-американской встрече на высшем
уровне, и вся необходимая документация
на подготовку и конструкторско-производ-
ственную отработку космических кораблей,
включая андрогинный стыковочный узел,
комплектование их необходимой аппа-
ратурой. Согласована схема организации
управления из двух центров: американско-
го (в Хьюстоне) и советского (в ЦНИИмаш,
г. Королев). Для управления полетом США
выделяли 12 станций слежения. Советский
Союз официально выделил семь наземных
НИПов и один наземный ИП при космодроме
Байконур, а также два морских НИПа: «Кос-
монавт Юрий Гагарин» и «Академик Сергей
Королев». Фактически к работе привлека-
лись также другие наземные НИПы и морские ИПы.
НИПы были дооснащены техническими средствами для
решения следующих задач телеметрического контроля и
управления:
-	автоматизированной передачи на борт корабля «Союз»
разовых команд и уставок, разрабатываемых ЦУП (г. Коро-
лев);
-	функционального контроля работы привлекаемых
средств НИПов;
-	сбора и передачи в ЦУП полных потоков телеметриче-
ской информации;
-	сбора и выдачи ЦУПам в г. Королеве и Хьюстоне теле-
визионной, в т. ч. цветной, информации.
В ходе подготовительных летных испытаний доработан-
ных кораблей «Союз» - двух в необитаемом режиме и од-
ного с космонавтами А.В.Филипченко и Н.Н.Рукавишниковым
- в период с апреля по декабрь 1974 г. была осуществлена
передача функций управления из Евпаторийского центра
в ЦУП г. Королев. Структура организации управления из ЦУП
в г. Королев была аналогичной структуре управления из Ев-
паторийского центра.
В конце 1960-х - начале 1970-х гг. осуществлялись так-
же управление необитаемыми ИСЗ научного назначения, в
частности, по программе «Интеркосмос» и из серии «Кос-
мос», полеты которых начались соответственно в 1969 и
1971 гг., а также новых типов: «Бион» (с 1973 г.) и «Прогноз»
(с 1972 г.). Их телеметрический контроль и управление осу-
ществлялись командными УКВ-радиолиниями или КИС «Ко-
ралл», а также РТС-9. Орбиты ИСЗ «Протон» достигали в апо-
гее 200 тыс. км, и для работы с ними использовались КИС
«Сатурн», «Сатурн-МС» на Симферопольском и Уссурийском
НИПах. Для телеметрического контроля и управления МПКА
на Евпаторийском НИП-16 к 1978 г. была создана под руко-
водством Е.П.Молотова уникальная командно-измерительная
станция сверхдальнего действия «Квант-Д». Она работала
в дециметровом диапазоне радиоволн и имела единственную
тогда в мире полноповоротную приемопередающую много-
диапазонную двухзеркальную антенну П-2500 с диаметром
зеркала 70 м и эффективной площадью раскрыва 2500 кв. м.
215
Главный испытательный космический центр МО РФ
Создание ветеранской организации КИК
В рассматриваемые годы из Командно-измерительного
комплекса стали увольняться в запас офицеры, отслужив-
шие срок военной службы. Большинство из них — ветераны
Великой Отечественной войны, первопроходцы создания и
развития КИК. Все они испытывали потребность во взаимном
общении и моральной поддержке. Вместе с тем их богатый
жизненный и профессиональный опыт, патриотический на-
строй могли служить благотворным источником пропаганды
роли и достижений Командно-измерительного комплекса,
отечественной космонавтики в целом среди подрастающего
поколения.
Имея это в виду, 17 августа 1973 г. группа ветеранов КИК
решила учредить Ветеранскую организацию Командно-изме-
рительного комплекса. Непосредственный инициатор этого
решения БАПокровский - увлеченный своей причастностью
к космической деятельности ветеран КИК с первых дней его
создания, закончивший воинскую службу заместителем на-
чальника Центра КИК по материально-техническому обе-
спечению в звании полковника, автор многих статей и двух
впечатляющих книг о Командно-измерительном комплексе.
Тогда же был создан Совет Ветеранской организации КИК.
Председателем Совета избран И.И.Спица, а заместителем -
БАПокровский.
Организационно-штатные изменения в Центре КИК,
новое руководство Комплекса
В 1975 г. количество космических аппаратов, которыми
должен был управлять Командно-измерительный комплекс,
перевалило за сотню. Большинство из них - военного и двой-
ного назначения. Обеспечить надежное оперативное управ-
ление ими можно было лишь на основе комплексной авто-
матизации решаемых КИКом задач. Но, как уже отмечалось,
испытания головного участка комплексной АСУ КИК завер-
шились в марте 1975 г. безуспешно. В этих условиях в том же
месяце в Центре КИК для централизованного решения задач
автоматизированного телеметрического контроля и управле-
ния КА военного и двойного назначения, подготовки и прове-
дения последующих испытаний АСУ КИК был сформирован
Центральный автоматизированный комплекс.
В его состав вошли следующие структуры: три управле-
ния, управляющих космическими аппаратами; Управ-
ление КСА Центра КИК; Управление баллистического
обеспечения; отдел планирования, координации и
анализа, а также свой штаб, политический отдел и
службы материального и финансового обеспечения.
Существенной особенностью штатной структуры
ЦАК явилось включение в его состав подразделений
централизованного технологического обеспечения
управления космическими аппаратами не только
военного и двойного назначения, а и всей управля-
емой Комплексом орбитальной группировки. К этим
подразделениям относились подразделения коорди-
нации и планирования всех средств КИК, баллисти-
ческого обеспечения, а также обработки телеметри-
ческой информации. В связи с этим, забегая вперед,
отметим, что после ввода АСУ КИК в штатную эксплу-
атацию в 1982 г. и исчерпания тем самым своего це-
Н.Ф. Шлыков	А.М. Чумаков
левого назначения ЦАК был упразднен, а его подразделения
после некоторого переформирования стали подчиняться не-
посредственно руководству Центра КИК.
Другим существенным организационно-штатным изме-
нением явилось расформирование в конце 1975 г. базиро-
вавшегося на «Рокоте» Управления обработки ТМИ, поступа-
ющей практически от всех КА, управляемых Комплексом. Два
его отдела были переведены во входящие в ЦАК и базирую-
щиеся в Голицыно-2 Управления, управляющие космически-
ми аппаратами военного назначения (КА «Зенит», «Янтарь»
и КА радиотехнического наблюдения). Остальные включены
в состав базирующегося на «Рокоте» Управления, управля-
ющего КА научного и народно-хозяйственного назначения.
И снова, обращаясь к будущему, отметим, что в 1977 г. спе-
циализированное Управление централизованной обработки
ТМИ отечественных КА воссоздается в Голицыно-2.
Приказом МО СССР от 27 января 1976 г. начальником
Центра КИК назначается генерал-майор Н.Ф.Шлыков. Он уме-
ло и решительно сосредоточился на решении важнейших ор-
ганизационно-технических и военных проблем дальнейшего
развития КИК. Этому способствовали его богатый фронтовой
опыт командования дивизионом «Катюш», одиннадцатилет-
ней службы на полигоне Капустин Яр, в т. ч. в должности
начальника штаба полигона, высшая военная подготовка
в Военной академии Генерального штаба и затем работа на-
чальником направления ГОУ ГШ ВС и заместителем началь-
ника ГУКОС МО.
Комплекс антенн АДУ-1000
216
Глава 6
Система спутниковой связи «Связник»
Развитие и применение Комплекса для автоматических
космических аппаратов военного, научного и социально-эко-
номического назначения
Количественный состав отечественной орбитальной
группировки управляемых космических аппаратов, пода-
вляющее большинство которых были необитаемыми низко-
орбитальными ИСЗ, продолжал возрастать. По состоянию
на 1 января 1975 г. он составил 78 КА, тогда как на начало
1972 г. их было 55. В этих условиях потребовались меры
преодоления проблемных вопросов технического оснаще-
ния НИПов.
Прежде всего это касалось КИС «Подснежник». Ими были
оснащены девять НИПов и ежесуточно средства выполняли
до 40 сеансов управления с тремя-четырьмя спутниками. Но
они уже выработали двух-, трехкратный гарантийный ресурс,
морально устарели и, как уже отмечалось, с ними не были
унифицированы станции других типов ни по сигналам, ни по
режимам работы с КА. Проблему на первое время удалось
решить модернизацией этих станций на местах с дооснаще-
нием аппаратурой «Ветер-ЗН». Тем самым был продлен ре-
сурс работы станций, обеспечена обработка, преобразование
и криптозащита информации, контроль работоспособности и
автоматизация процесса управления КА во взаимодействии
с комплексной АСУ КИК.
В эти годы в основном завершается оснащение НИПов
усовершенствованной аппаратурой «Куб-У» и «Коралл-У».
Принципиально важным явилось создание КИС второго по-
коления «Тамань-База». Важнейшая ее особенность состоит
в том, что в ней предусмотрены два канала сантиметрового
диапазона волн и два - дециметрового. Работа может осу-
ществляться независимо по каждому из них, причем с низко-
орбитальными ИСЗ, в т. ч. с ИСЗ «Парус», «Цикада» (высота
орбит - до 6000 км) - по дециметровым или сантиметровым
каналам, а с высокоорбитальными ИСЗ, в т. ч. с высокоэл-
липтическими и геостационарными (высота - до 50000 км)
- по сантиметровым каналам.
Состав КИК пополняется тремя новыми стационарны-
ми НИПами: у г. Дунаевцы (НИП-19), у г. Комсомольска-
на-Амуре (НИП-20) и на горе Майданак (НИП-21). Первые
два созданы для обеспечения телеметрического контроля и
управления геостационарными космическими аппаратами
ЕССС и ГККРС, выводимыми в западные и восточные точки
стояния на орбите. С целью уменьшения влияния метеоро-
логических условий (облачности) на квантово-оптические
измерения был создан высокогорный НИП-21 на горе Май-
данак.
«Фазан-КТ» в работе
На оснащение НИПов поступают относящиеся к третье-
му поколению качественно новые Командно-измерительные
станции «Куб-Контур» разработки НИИ ТП (главный кон-
структор направления - А.Ф.Калинин, 1980 г.), а также соз-
данные НИИП квантово-оптические станции траекторных из-
мерений высокой точности «Сириус» (1980 г.) и «Карбонат»
(1981 г.). Первая станция КОС-Э была создана еще в 1969 г.
Станция «Куб-Контур» обладала повышенной помехозащи-
щенностью благодаря применению шумоподобных сигналов
и «скачков частоты». Она была впервые укомплектована ЭВМ
для автоматизированного управления ее работой и информа-
ционного обмена с КСА Центра системы «Простор» и с балли-
стическими Центрами. Использование квантово-оптических
измерений для юстировки радиотехнических станций всех
НИПов позволило существенно повысить точность траектор-
ных измерений в целом, что было особенно существенно для
создания высокоточных спутниковых систем навигации.
К концу 1970-х гг. было создано баллистическое обеспе-
чение для новых типов КА: «Океан-О», «Вектор-1», УС-П, УС-А,
«Ресурс-Ф», «Муссон», ТКС. Особо сложными оказались про-
граммы для баллистических расчетов решения задач манев-
ра по высоте КА типа «Янтарь», выведения в заданную точку
орбиты и удержания там геостационарных спутников «Грань»
и «Экран», обеспечения высокой точности определения и про-
гнозирования орбит навигационных спутников «Парус», «Ци-
када», спуска на Землю низкоорбитальных КА.
В тот же период на НИП-4, -6, -9 и -19 был начат ввод
аппаратуры «Связник» для обеспечения спутниковой свя-
зью Генерального штаба ВС СССР и Центра КИК. В 1978 г. на
НИП-3, -4, -6, -14, -15 и НИС «Космонавт Владимир Комаров»
была проведена замена устаревших передающих устройств
«Горизонт-К» на более совершенные «Румб». Отечественной
промышленностью в этот период были достигнуты опреде-
ленные результаты по увеличению сроков использования по
назначению новейшими на тот момент связными КА «Мол-
ния-3» и КА «Радуга». Автоматизация управления наземно-
космической системой связи КИК, проходившая в это время,
позволила обеспечить сеансы связи и управление полетом
217
Главный испытательный космический центр МО РФ
научно-исследовательских комплексов «Салют-6 - Союз -
Прогресс».
В следующем 1978 г. инженерами Центра КИК было
обеспечено управление 216 КА 45 типов, проведено более
130 тыс. сеансов управления. Были разработаны рекомен-
дации по принятию в эксплуатацию системы «Скат», которая
после ряда доработок уже позволила совместно с существу-
ющими средствами обеспечить автоматизированное управ-
ление девятью типами КА.
Заслуженные награды Комплекса
Большая плодотворная и ответственная деятельность
Командно-измерительного комплекса и его Центра получила
достойную оценку правительства. В канун 20-летия космиче-
ской эры КИК был награжден орденом Трудового Красного
Знамени. 4 октября 1977 г. заместитель министра обороны
генерал армии В.Ф.Толубко в Центральном театре Советской
Армии вручил Комплексу высокую государственную награду.
Высокое признание заслуг Центра КИК нашло отражение
и в утверждении статуса его городка. Указом Президиума
Верховного Совета РСФСР от 24 ноября 1977 г. населенный
пункт Голицыно-2 отнесен к категории рабочих поселков за-
крытого типа областного подчинения. А так как КИК только
что был награжден орденом Трудового Красного Знамени, то
тем же указом этому поселку было присвоено наименование
Краснознаменск. Таким образом, название поселка стало
символом космической славы его тружеников. Поселок бур-
но развивался. К концу 1981 г. его население за предыдущие
шесть лет удвоилось и достигло 10 тыс. человек. 14 сентября
1981 г. указом Президиума Верховного Совета РСФСР рабо-
чий поселок Краснознаменск преобразован в одноименный
город закрытого типа областного подчинения.
10 декабря 1982 г. за большие заслуги в укреплении обо-
роны страны, освоение и эксплуатацию новых образцов специ-
альной техники указом Президиума Верховного Совета СССР
Командно-измерительный комплекс, получивший 25 марта
1982 г. штатное наименование Главный научно-исследователь-
ский испытательный центр космических средств МО, удостоен
второй высокой награды - ордена Октябрьской Революции.
Заместитель министра обороны СССР С.Л.Соколов награждает КИК орденом
Октябрьской Революции. 21 февраля 1983 г.
Реорганизация Командно-измерительного комплекса
Комплексная автоматизация Командно-измерительного
комплекса позволила начальнику КИК генерал-лейтенанту
Н.Ф.Шлыкову добиться решения ряд основополагающих ор-
ганизационных вопросов. «Связь, телевидение, наблюдение,
навигация, метеообеспечение и другие задачи, решаемые кос-
мическими аппаратами, требовали юридической ответственно-
сти за космические системы», - говорил генерал Н.Ф.Шлыков.
Но это ясно теперь, а в 1981 г., чтобы добиться включения
в Табель к штатам управляющих управлений «Космические
системы различного назначения», потребовалась длительная
разъяснительная работа в различных управлениях Генераль-
ного штаба. Директивой Генерального штаба в январе 1982 г.
Центр Командно-измерительного комплекса искусственных
спутников Земли и космических объектов был реорганизован
в Главный научно-исследовательский испытательный центр
космических средств Министерства обороны. В составе Глав-
ного цента были сформированы два Центра - Центр по испы-
таниям и управлению комплексами и системами наблюдения
и навигационно-связной Центр, в настоящее время - подраз-
деления в составе Главного центра: Испытательный центр (ис-
пытаний и применения специальных космических аппаратов)
и Испытательный центр (испытаний и применения связных и
навигационных космических аппаратов).
Основные итоги развития и применения Командно-изме-
рительного комплекса с 1968 по 1982 г. состоят в следующем.
Создана и принята в эксплуатацию система комплексной авто-
матизации Командно-измерительного комплекса «Простор»,
рассчитанная на всеобъемлющую автоматизацию процессов
управления всеми отечественными космическими аппаратами.
Система «Простор» позволила в несколько раз увеличить про-
пускную способность КИК по количеству выполняемых сеан-
сов работы с КА и их информативности, повысить надежность
и оперативность управления космическими аппаратами.
Значительно расширен диапазон осуществляемых Ком-
плексом методов и задач управления космическими аппа-
ратами. КИК стал осуществлять телеметрический контроль
и управление коррекциями траекторий космических аппара-
тов после их выведения ракетами-носителями (разгонными
блоками), в т. ч. при групповом полете
двух и более КА, при баллистическом
построении спутниковых систем, при
постановке геостационарных спутников
в расчетные точки, при следовании на
пути к Луне и другим планетам Солнечной
системы, а также управление сближением
и стыковкой космических кораблей с дру-
гими космическими кораблями и долго-
временными орбитальными станциями,
подъемом орбит долговременных орби-
тальных станций и их торможением при-
стыкованными к ним функциональными
грузовыми блоками и транспортными ко-
раблями снабжения и другими задачами.
Управление космическими аппаратами
во всех случаях сопровождалось все бо-
лее информативным их телеметрическим
контролем.
218
Глава 6
На оснащение КИК поступили созданные отечественной
промышленностью технические средства нового поколе-
ния: станции траекторно-измерительные радиодиапазона
трех типов и квантово-оптические трех типов; станции со-
вмещенных радиолиний командно-программного, траек-
торно-измерительного и другого назначения для ближнего
и среднего космоса - пяти типов, включая станции «Куб
- Контур», «Тамань - База», «Коралл-У», а также «Сатурн-
МС», способную в результате ее доработки вести инфор-
мационный обмен с бортовой аппаратурой «Квант-В» еди-
ным цифровым потоком; многофункциональная станция
дальней космической связи и управления «Сатурн-МСД» и
действующая в пределах всей Солнечной системы станция
«Квант-Д»; телеметрические станции унифицированной си-
стемы РТС-9 и БРС-4.
Развитие КИК позволило успешно решить задачи управ-
ления всеми космическими аппаратами, как проходившими
ПКИ, так и принятыми на вооружение (в эксплуатацию). В их
числе - КА «Молния-1» - «Молния-3», «Союз», «Алмаз»,
многоцелевая ДОС «Салют», спутники навигации, метеороло-
гического, фото- и радионаблюдения, лунные и межпланет-
ные космические аппараты. Общее количество сеансов рабо-
ты КИК по управлению космическими аппаратами возросло
с 26020 в 1966 г. до 181550 в 1982 г., т. е. почти на порядок
(в 7 раз), тогда как штатная численность персонала КИК уве-
личилась менее чем в 3 раза.
С1982 г. КИК официально стал единым организационно-
штатным формированием, именуемым Главный научно-ис-
следовательский испытательный центр космических средств
Министерства обороны. Базирующееся в г. Краснознаменске
его высшее звено, осуществляющее технологическое управ-
ление космическими аппаратами и руководство воинскими
частями КИК, перестало быть единым штатным формирова-
нием. Подразделения, управляющие космическими аппара-
тами, получили статус Управлений и с 1975 по 1982 г. были
объединены в Центр автоматизированных комплексов, с 1982
по 2014 г. - в Испытательные центры испытаний и примене-
ния космических аппаратов различного назначения. С 2014 г.
высшее звено, осуществляющее технологическое управление
космическими аппаратами и руководство воинскими частями
КИК, вновь стало единым штатным формированием - Глав-
ным испытательным космическим центром.
Переход Командно-измерительного
комплекса к управлению космическими
системами (1983-1992 гг.)
Главные задачи, выдвинутые отечественной космонавти-
кой перед Главным научно-исследовательским испытатель-
ным центром космических средств Министерства обороны
на период с 1983 по 1992 г., состояли в развитии и при-
менении его для телеметрического контроля и управления
многими ранее принятыми на вооружение космическими
аппаратами, в основном военного и социально-экономиче-
ского назначения второго поколения, проходящими летные
испытания космическими аппаратами третьего поколения,
а также уникальными, особо сложными космическими ап-
паратами. В их числе - орбитальные станции «Салют-7»,
«Мир», многоразовый орбитальный корабль «Буран» и
межпланетные станции, предназначенные для научных ис-
следований планет Солнечной системы и околосолнечного
пространства.
Создание новых командно-измерительных систем и
повышение живучести ГНИИЦ КС МО
Для телеметрического контроля и управления штатными
ИСЗ военного и социально-экономического назначения, а так-
же новыми космическими аппаратами на этапе их испытаний
на смену морально и технически устаревающим станциям КИК
предприятиями создаются аналогичные по назначению более
совершенные совмещенные командно-программно-траектор-
но-измерительные станции «Квант-П» и «Квант-Д» (разработки
РНИИ КП), «Контур-Сплав» и «Калина» (разработки НИИ ТП),
а также траекторно-измерительные - «Океания», «Рутил»,
«Вега-НО», КОС «Сажень-С» (разработки РНИИ КП) и «Кама-Н»
(разработки ОКБ МЭИ).
К концу 1980-х гг. наземные стационарные КИПы превра-
тились в сложные субкомплексы единого Командно-измери-
тельного комплекса.
В те же годы при ведущем участии начальника Центра ис-
пытаний и применения специальных космических аппаратов
генерал-майора М.Т.Дохова дооснащается компьютерами
комплекс средств автоматизации Центра КИК, адаптируется и
совершенствуется программное обеспечение этого КСА, до-
полнительно повышается пропускная способность.
КИС «Контур-Сплав»
РЛС «Кама-Н» передвижная
219
Главный испытательный космический центр МО РФ
Новый КИП космодрома Восточный. 2010 г.
на некоторых НИПах. Потребовались
многомесячные экспериментальные
отработки методов и режимов их рабо-
ты с реально функционирующими кос-
мическими аппаратами. В частности,
на Енисейском НИПе, возглавляемом
полковником А.А.Куринным, были от-
работаны методы децентрализованно-
го управления с этого КИП космиче-
скими аппаратами морской навигации
и связи. Они обеспечили многосуточ-
ный режим автономного функциони-
рования КА по закладываемым с ЗПУ
долговременным программам.
На этой основе в составе ГНИИЦ
КС были образованы региональные
объединения, названные Центрами
С целью повышения устойчивости управления космиче-
скими аппаратами в сложной оперативно-стратегической об-
становке по инициативе генералов А.А.Максимова, Г.С.Титова,
Е.И.Панченко, В.И.Спирина, В.Н.Медведева в 1979 г. промыш-
ленности было выдано техническое задание на создание под-
вижных наземных КИС «Фазан».
С той же целью в рассматриваемый период отрабатыва-
лись методы децентрализованного управления космически-
ми аппаратами военного и двойного назначения и их орби-
тальными группировками в угрожаемый период и военное
время с запасных пунктов управления. Эти ЗПУ базировались
командно-измерительных комплексов. Первый (по времени)
такой Центр возглавил полковник С.Ф.Махов. Ему удалось
успешно сформировать и укомплектовать руководящие орга-
ны, в т. ч. штаб Центра, оснастить техническими средствами
и ввести в действие запасный пункт управления КА и регио-
нальный узел связи, обеспечить квартирами семьи офицеров
и прапорщиков новых подразделений, организовать решение
задач соединения по предназначению. Общее руководство
организацией и проведением работ по реализации децентра-
лизованного управления космическими аппаратами с запас-
ных пунктов управления осуществлял М.Т.Дохов.
ПН КИС «Фазан»
Создание и применение в Главном центре Глобальной
космической командно-ретрансляционной системы и Гло-
бальной навигационной системы
Принципиальным для дальнейшего развития КИК и повы-
шения его эффективности явилось создание упоминавшейся
Глобальной космической командно-ретрансляционной систе-
мы. Наряду с применением ее для ретрансляции сигналов
с информацией результатов фотографического и оптико-
электронного обзора поверхности Земли, большое значение
приобрело ее применение для телеметрического контроля и
управления обитаемыми космическими кораблями и орби-
тальными станциями. С этой целью в ее состав, кроме гео-
стационарных спутников-ретрансляторов «Поток», входили
также геостационарные спутники-ретрансляторы типа «Луч»
(«Альтаир»).
Они осуществляли прием и ретрансляцию единого по-
тока телеметрической, траекторно-измерительной, телефон-
ной, телевизионной и другой информации от управляемых
космических кораблей и станций. После ретрансляции этот
информационный поток принимался радиотехническим ком-
плексом «Квант-Р», расположенным на КИП-14 и сопряжен-
ным широкополосным каналом наземной связи с ЦУП г. Ко-
ролева. В свою очередь, в обратном направлении спутники
«Луч» принимали и ретранслировали для космических кора-
блей и станций поток командно-программной, телефонной
и телевизионной информации, передаваемой от ЦУП через
РТК «Квант-Р». Разработчик этой части ГККРС - РНИИКП (ди-
ректор и главный конструктор -Л.И.Гусев). Телеметрический
контроль и управление геостационарными спутниками ГККРС
220
Глава 6
осуществлялись из специального Центра управления, соз-
данного при Центре испытаний и управления космическими
аппаратами связи и навигации КИК.
Новым направлением повышения эффективности и
устойчивости осуществляемого Комплексом телеметриче-
ского контроля и управления КА различного назначения яви-
лось применение с этой целью спутниковой навигационной
системы ГЛОНАСС. Она позволила определять параметры
движения КА не траекторно-измерительными станциями
на НИПах, а автономно, на борту каждого аппарата, осна-
щенного потребительской аппаратурой приема и обработки
сигналов этой системы. Полученные значения параметров
движения могут быть затем использованы либо БКУ КА при
автономном управлении, либо переданы по телеметрическим
или иным радиоканалам в Центр управления КА для резер-
вирования функций траекторно-измерительных станций КИК
при управлении.
Система ГЛОНАСС разработана коллективами НИИ и КБ
под руководством главного конструктора М.Ф.Решетнева.
В научном обосновании этой системы и в ее создании, а также
в установлении целесообразности ее применения для автоном-
ных навигационных определений на ИСЗ различного назначе-
ния активно участвовал ЦНИИКС. Его начальником с 1983 г.
стал генерал-лейтенант И.В.Мещеряков, заместителем по на-
учной работе - генерал-майор Э.В.Алексеев. Телеметрический
контроль и управление спутниками самой системы ГЛОНАСС и
ЭВМ «Эльбрус»
ССС «Связник-П»
Антенны РТК «Квант-Р»
ЭВМ «Эльбрус-2»
всей их орбитальной группировкой осуществлялось из специ-
ального Центра управления, созданного в Центре КИК на базе
ЭВМ «Эльбрус». Активное участие в подготовительных рабо-
тах, а затем в сооружении ЦУП и, наконец, в управлении КА
этой системы принимали офицеры лаборатории, а затем отде-
ла Центра КИК А.И.Ковалев, О.АГорлачев и А.И.Кузьминский.
Этапы развития системы ГЛОНАСС
1972 г. Началась работа над созданием системы, которая
впоследствии получила название ГЛОНАСС. Глобальная на-
вигационная спутниковая система ГЛОНАСС создавалась при
участии большого количества предприятий и организаций, ядро
которых составили предприятия, разрабатывавшие СНС первого
поколения: Красноярское ОКБ прикладной механики (ныне АО
«Информационные спутниковые системы») и НИИ приборо-
строения (ныне АО «Российские космические системы»).
1978 г. Подготовлено ТТЗ на разработку системы. Задани-
ем предусматривалось при полном развертывании ГЛОНАСС
обеспечить точности: по координатам - 20-30 м, по высоте -
10-20 м, по составляющим вектора скорости - 3,5 см/с.
1982 г. 12 октября выведен на орбиту первый ГЛОНАСС-
спутник.
1993 г. Распоряжением Президента РФ Глобальная нави-
гационная спутниковая система ГЛОНАСС принята в эксплуа-
тацию Министерством обороны России. В это время в соста-
ве системы функционировало восемь спутников.
221
Главный испытательный космический центр МО РФ
КА «Глонасс-М» в МИК
рид, улучшение потребительских устройств и постепенная
замена спутников на более совершенные «Глонасс-М» и
«Глонасс-К».
2010 г. Запуск шести спутников «Глонасс-М». Общее чис-
ло функционирующих спутников Глобальной навигационной
спутниковой системы достигло 22. Спутники «Глонасс» обе-
спечивают интегральную доступность местоопределения по
сигналам системы ГЛОНАСС: на территории России -100 %,
глобально - 99,5 %. Точность ГЛОНАСС улучшена до 5,5 м.
2011 г. 26 февраля осуществлен запуск первого спутника
третьего поколения «Глонасс-К» с улучшенными точностны-
ми характеристиками и временем активного существования
10 лет. Точность ГЛОНАСС - до 2,8 м.
2012-2018 гг. Поддержание состава и технического со-
стояния развернутой системы ГЛОНАСС.
2018 г. По состоянию на 3 декабря в составе ОГ ГЛОНАСС
находятся 26 КА, из них 24 КА используются по целевому на-
значению.
1995 г. Орбитальная группировка спутников системы
ГЛОНАСС доведена до 24 спутников (штатного состава), что
обеспечивало глобальное непрерывное местоопределение.
2001 г. Принята Федеральная целевая программа «Гло-
бальная навигационная система», которая, в числе прочего,
предусматривала полное покрытие территории России, что
планировалось осуществить уже в 2008 г.
2003 г. Запуск первого спутника второго поколения
«Глонасс-М» с улучшенными точностными характеристиками
и увеличенным сроком активного существования 7 лет.
2006 г. Продолжается развитие системы ГЛОНАСС. Осу-
ществлен вывод на орбиту трех спутников «Глонасс-М».
2007 г. Вывод на околоземную орбиту трех спутников
«Глонасс-М». Число работающих спутников «Глонасс» дове-
дено до шестнадцати.
2008 г. Запущено шесть спутников «Глонасс-М» (сен-
тябрь и декабрь). Общее число спутников системы «Гло-
насс» достигло двадцати. Председатель Правительства РФ
В.В.Путин подписал поправки к Постановлению Правитель-
ства РФ № 365 «Об оснащении космических, транспортных
средств, а также средств, предназначенных для выполнения
геодезических и кадастровых работ, аппаратурой спутнико-
вой навигации ГЛОНАСС или ГЛОНАСС/GPS».
12 сентября В.В.Путин подписал постанов-
ление Правительства РФ об увеличении
финансирования программы «ГЛОНАСС»
на 67 млрд рублей. Днем ранее (11 сентя-
бря) Правительство РФ окончательно со-
гласовало проект закона «О навигационной
деятельности в Российской Федерации», ко-
торый, в частности, будет регламентировать
использование системы ГЛОНАСС.
2009 г. Запуск трех спутников
«Глонасс-М». Развитие ГЛОНАСС осущест-
вляется в запланированном объеме. Среди
мер по повышению точности российской си-
стемы называются пополнение орбитальной
группировки, увеличение точности эфеме-
Применение ГНИИЦ КС МО для управления орбитальны-
ми станциями «Салют-7», «Мир», МКК «Буран»
Очередная долговременная орбитальная станция «Са-
лют-7», как уже отмечалось, была выведена на орбиту
19 апреля 1982 г. Она просуществовала почти 9 лет - до
7 февраля 1991 г. С ней были произведены стыковки деся-
ти транспортных кораблей «Союз-Т», двенадцати кораблей
«Прогресс» и двух функциональных грузовых блоков-транс-
портных кораблей снабжения серии «Космос». Управление
орбитальной станцией «Салют-7» и космическими корабля-
ми «Союз», «Прогресс» осуществлялось из ЦУП г. Королев,
а ТКС - из евпаторийского Центра управления.
В состав руководства Главной оперативной группы управ-
ления станцией «Салют-7» входили специалисты Центра КИК
подразделения Б.С.Гузева, управления КК «Союз», «Про-
гресс» - специалисты подразделения И.А.Гнатенко, а управ-
ления ТКС - подразделения Г.В.Великанова.
Базовый блок орбитальной станции «Мир» был выведен
на орбиту в плоскости орбиты станции «Салют-7» 29 февра-
ля 1986 г. Для работы с ОС «Мир» привлекались двенадцать
НИПов, через зоны радиовидимости которых она пролета-
ла, и по два-три морских ИП у берегов Канады и в районе
Гибралтара. На НИПах применялись станции «Сатурн-МС»,
Орбитальная станция «Салют-7» на ВДНХ
222
Глава 6
ЦУП, г. Королев
НИП-16, г. Евпатория
«Куб-У», «Куб-Контур», станции приема телеметрической,
телевизионной информации, радиосвязи с экипажем, сред-
ства единого времени, а также ЭВМ вычислительных цен-
тров. Наземно-космическая связь КИК обеспечивала обмен
потоками информации ЦУП и Центра КИК с НИПами, судами
ОМ КИК, космодромом, поисково-спасательным комплексом,
вышестоящими штабами и привлекаемыми организация-
ми. Геостационарные спутники «Луч» ГККРС, управляемые
из Центра КИК, осуществляли ретрансляцию телеметриче-
ской и телевизионной информации со станции «Мир» в ЦУП
г. Королева, передачу командно-программной информации
из ЦУП на станцию «Мир», а также двустороннюю радио-
связь с экипажем.
Первый экипаж космонавтов (Л.Кизим и В.Соловьев)
прибыл на базовый блок станции «Мир» на корабле
«Союз Т-15». При активном содействии Командно-из-
мерительного комплекса экипажу предстояло совершить
уникальный перелет со станции «Мир» на состыкованную
с ФГБ станцию «Салют-7», совершающую полет в необита-
емом режиме, а затем - обратно на станцию «Мир». При
этом управление станциями «Мир», «Са-
лют-7» и космическим кораблем «Союз
Т-15» осуществлялось из ЦУП г. Королева,
а ФГБ - из евпаторийского Центра управле-
ния. Командно-измерительному комплексу
впервые пришлось одновременно работать
с четырьмя сложными космическими аппа-
ратами.
К 9 апреля 1987 г. Комплексом, с приме-
нением станции «Куб-У», была осуществлена
стыковка к базовому блоку станции «Мир»
модуля «Квант». Управление этим модулем
осуществлялось из евпаторийского Центра
управления. Оперативную группу управления
в ЦУП г. Королева возглавлял В.В.Рюмин,
его заместителем по КИК был Е.В.Есипов.
К ноябрю 1988 г. с модулем «Квант» станции
«Мир» последовательно состыковывались
15 грузовых кораблей «Прогресс», дозаправ-
лявших станцию.
25 ноября 1989 г. был выведен на орбиту
транспортным модульным кораблем и со-
стыкован с базовым блоком станции «Мир»
модуль нового поколения «Квант-2». Для
работы с ТКМ привлекались командно-из-
мерительные станции «Куб - Контур». Управ-
ление транспортным модульным кораблем
осуществлялось из сектора управления Ком-
плекса средств автоматизации Центра КИК
(г. Краснознаменск) АСУ «Простор».
Оперативная группа управления ТКМ воз-
главлялась Ю.П.Колчиным (от КБ «Салют»),
его заместителями по КИК были А.Г.Белкин
и А.П.Барсов. Эта группа вошла составной ча-
стью в ГОГУ станцией «Мир», руководителем
которой был В.А.Соловьев (ЦКБЭМ), а заме-
стителями по КИК - Е.В.Есипов и В.А.Пунько.
К 1989 г. была завершена подготовка
клетным испытаниям многоразового космического корабля
«Буран». Важнейшей особенностью этого корабля являлась
максимальная автоматизация его бортового комплекса
контроля и управления, включая выполнение им аэроди-
намического процесса снижения и приземления на поса-
дочную полосу по самолетному типу. С этой целью было
предусмотрено применение совершенной по тому времени
БЦВМ. И, тем не менее, задач КИК, в сравнении с задачами
контроля и управления предшествующими космическими
комплексами, не поубавилось. Более того, они возросли. На
КИК теперь возлагалась совершенно новая задача телеме-
трического контроля и резервного управления при посадке
МКК. Да и в орбитальном полете сильно возрастала инфор-
мативность телеметрического контроля и управления им.
Все это потребовало существенного развития и дооснаще-
ния Командно-измерительного комплекса. В качестве Цен-
тра управления полетом был подготовлен ЦУП ЦНИИмаш.
К работе привлекались НИПы-3, -4, -6, -10-16; два отдель-
ных измерительных пункта (И П-23 и И П-24) с запасными аэ-
родромами, специально созданными для посадки «Бурана»,
223
Главный испытательный космический центр МО РФ
а также ИП-1 и ИП-2 космодрома
Байконур, морской командно-из-
мерительный пункт «Космонавт
Георгий Добровольский», тихоо-
кеанский ИП «Маршал Неделин»
и Глобальная командно-ретран-
сляционная система с Центром
управления в Краснознаменске для
обмена с ЦУП едиными полными
информационными потоками.
На НИПах привлекалось не-
бывалое прежде количество техни-
ческих средств: 9 программно-ко-
мандных радиотехнических станций
«Квант-П», 55 станций телеметрических измерений, 11 стан-
ций радиосвязи с экипажем «Аврора», 25 станций траектор-
ных измерений, 8 телевизионных станций «Фобос», «Орион»,
15 станций приема и передачи информации «Связник» (для
работы со спутниками-ретрансляторами «Молния», «Грань»,
«Горизонт»), радиотехнический комплекс «Квант-Р» на Щел-
ковском НИП-14.
Руководили работой средств КИК во время подготовки и по-
лета МКК «Буран» в секторе главного оператора в Центре КИК
(г. Краснознаменск) генерал-лейтенант Н.Ф.Шлыков, генерал-
майор М.Т.Дохов, полковник В.И.Плеханов, а в Центре управ-
В. А.Саус	В.И.Плеханов
ления полетом (г. Королев) - генерал-майоры А.Ф.Ясинский
и ВАСаус. Руководителями ГОГУ были от НПО «Энергия»
В.В.Рюмин и В.Г.Кравец, их заместителем по КИК - полковник
В.П.Кузнецов, а смену возглавлял полковник А.С.Оленченко.
В состав ГОГУ входили 78 специалистов Центра КИК.
15 ноября 1988 г. был совершен успешный полет МКК
«Буран». Он оказался первым и последним. У государства
не хватило средств для продолжения этой исключительно
перспективной программы. Что касается Командно-измери-
тельного комплекса, то он полностью выполнил все постав-
ленные задачи.
ТС «Фобос-Кречет»
Станция радиосвязи «Аврора»
Организационно-штатные и структурные из-
менения Главного центра
В 1986 г. на базе ГУКОС образованы ко-
мандные структуры космических средств. На-
чальником КС назначен генерал-полковник
ААМаксимов, его первым заместителем - ге-
нерал-лейтенант Г.С.Титов, начальником шта-
ба - генерал-лейтенант ВЛ.Иванов, который
в 1989 г. становится начальником КС. Начальни-
ком ГНИИЦ КС МО, в 1988 г. назначен генерал-
майор В.Н.Иванов.
В мае 1990 г. ГНИИЦ КС МО был перефор-
мирован и ему присваивается наименование
Главный испытательный центр испытаний и
управления космическими средствами МО.
В его составе были сформированы три Центра:
1-й Центр - по испытаниям и управлению ком-
плексами и системами наблюдения, 2-й Центр -
навигационно-связной, и 7-й Центр - информа-
ционно-аналитического обеспечения управления
космическими комплексами и космическими
системами. Все НИПы КИК стали именовать-
ся Отдельными командно-измерительными
комплексами и на их основе были сформиро-
ваны три региональных воинских соединения:
3-й Центр командно-измерительных комплек-
сов (с 1986 г.), 4-й Центр (с 1989 г.) и 5-й Центр
(с 1994 г.). Управления региональными Центра-
ми располагались: 3-й ЦКИК - на базе НИП-13
(г. Улан-Удэ), 4-й ЦКИК - на базе НИП-4 (г. Ени-
сейск), 5-й ЦКИК - на базе НИП-8 (г. Малоярос-
лавец). В состав каждого из них входили НИПы
224
Глава 6
В.Н.Иванов
(ОКИКи), расположенные, со-
ответственно, на Дальнем Вос-
токе, в Сибири и Средней Азии,
на европейской части страны.
При Управлениях этих Центров
были созданы запасные пункты
управления для работы в осо-
бых условиях.
Подводя итоги, можно ска-
зать, что на с 1983 по 1991 г.
Командно-измерительный ком-
плекс достиг высшего уровня
развития и применения в XX в.
В развитие территориальной
структуры КИК создан отдельный НИП-22 для управления
межпланетными и астрофизическими КА, отдельные измери-
тельные пункты ОИП-23 и ОИП-24 с посадочными полосами
и радиоэлектронными средствами для посадки МКК «Буран».
В целом в 1990 г. КИК располагал наибольшим за всю пред-
шествующую историю количеством стационарных НИПов
(17) и к 1989 г. - наибольшим количеством морских КИПов
и ИПов (11).
На оснащение ГИЦ (ИУ КС) поступили созданные от-
ечественной промышленностью новые, более совершенные
стационарные технические средства: командно-измеритель-
ные станции радиодиапазона волн «Квант-П», «Квант-Д»,
«Контур-Сплав», «Калина», траекторно-измерительные стан-
ции того же диапазона «Кама-Н» и квантово-оптические «Ок-
еания», «Рутил», «Вега-НО», «Сажень-С», атакже подвижные
наземные КИС «Фазан». ГИЦ (ИУ КС), его ЦУПы, технические
средства и системы охвачены комплексной системой авто-
матизации «Простор», программно-математическое обеспе-
чение которой развивалось в соответствии с особенностями
методов телеметрического контроля и управления новыми
космическими аппаратами и системами.
Историческая обстановка и ее последствия для ГИЦ
(ИУ КС) МО
Деятельность ГИЦ (ИУ КС) МО начиная с 1991 г. была
обусловлена происшедшим коренным изменением соци-
ально-государственного устройства нашей страны, а вместе
с тем и отношением нового ее руководства к отечественной
космонавтике в целом. Это выразилось прежде всего в том,
что преемница СССР - Россия - лишилась ряда важнейших
объектов космической инфраструктуры, а также научных и
промышленных предприятий ракетно-космической отрас-
ли, расположенных на территории образовавшихся в конце
1991 г. суверенных государств СНГ. По официальным кана-
лам и через средства массовой информации стало формиро-
ваться общественное мнение, направленное на свертывание
космической деятельности. В оправдание привлекалась лож-
ная посылка о том, что космонавтика якобы не способна оку-
пить расходуемые на нее затраты и отвлекает государствен-
ные средства от удовлетворения социальных нужд. Общее
количество КА, выведенных на орбиты, сократилось со 117
в 1987 г. до 96 в 1990 г. и до 14 - в 1999 г. В результате коли-
чественный состав группировки уменьшился со 170 в 1987 г.
до 84-107 в 2001 г., причем 70 % из оставшихся космических
аппаратов выработали свой ресурс и требовали увеличения
числа сеансов управления ими. Произошло резкое сокраще-
ние возможности обновления и поддержания в исправном
состоянии сложных технических средств КИК, предназначен-
ных для управления космическими аппаратами.
В 1988 г. был закрыт и расформирован командно-изме-
рительный пункт, находившийся в Грузии (Сартычальский
НИП). В 1992-1993 гг. ГИЦ (ИУ КС) лишился трех НИПов и
одного ИП, расположенных в Украине (симферопольского
НИП-10, евпаторийского НИП-16, дунаевецкого НИП-19, род-
никовского ИП-24), одного - в Казахстане (сары-шаганского
НИП-3) и одного - в Узбекистане (майданакского НИП-21).
Судьба входившего в состав КИК Отдельного морского Ко-
мандно-измерительного комплекса сложилась не менее дра-
матично. В 1989-1990 гг. были выведены из эксплуатации
пять его корабельных измерительных пунктов, поскольку их
технические средства космического назначения выработали
свой ресурс и морально устарели. Морские командно-изме-
рительные пункты «Космонавт Юрий Гагарин» и «Академик
Сергей Королев», приписанные к Одесскому порту и ставшие,
таким образом, собственностью Украины, были ею в даль-
нейшем проданы на металлолом.
В сложившихся условиях положительным фактором яви-
лось создание в 1991 г. самостоятельного рода войск - Во-
енно-космических сил Российской Федерации. ГИЦ (ИУ КС)
стал одним из основных его объединений. Командующим
ВКС был назначен генерал-полковник В.Л .Иванов. Прежде он
был начальником космических средств Министерства оборо-
ны СССР.
В том же 1992 г. начальником ГИЦ (ИУ КС) был назна-
чен полковник, ставший впоследствии генерал-лейтенантом,
А.Б.Западинский. Он прошел все ступени воинской и профес-
сиональной службы в Командно-измерительном комплексе,
окончил Академию Генерального штаба. В наступивший тя-
желый для отечественной космонавтики период ему удалось
сохранить достойную роль и место ГИЦ (ИУ КС).
Утрата наземных стационарных НИПов до некоторой
степени была скомпенсирована созданием двух новых от-
дельных измерительных пунктов - у г. Ейска (с 1993 г.)
и у г. Малоярославца (с 1994 г.). Кроме того, в состав ГИЦ
(ИУ КС), взамен утраченного НИП в районе г. Сары-Шаган,
передан в 1992 г. расположенный в окрестностях г. Барнаула
измерительный пункт, принадлежавший космодрому Байко-
нур. Ликвидация морских ИПов и КИПов Командно-измери-
тельного комплекса была скомпенсирована применительно
к контролю и управлению сложными космическими аппара-
тами (такими как орбитальная станция «Мир», а также взаи-
модействующие с ней космические корабли доставки космо-
навтов и транспортные корабли снабжения), использованием
созданной ранее ГККРС.
Многие важнейшие вопросы деятельности ГИЦ (ИУ КС)
находили полное взаимопонимание и всемерную поддержку
со стороны руководства ВКС. Потребовалось сосредоточить
усилия на решении главной задачи - максимального сохра-
нения функционирования и доступного совершенствования
технологии управления космическими аппаратами военного
и двойного назначения, сохранения кадрового потенциала.
Приняты также меры обеспечения достойных социально-бы-
225
Главный испытательный космический центр МО РФ
товых условий труда и жизни всех категорий личного состава
в самых различных географических и климатических районах
базирования частей КИК. И, тем не менее, указом Президен-
та РФ Военно-космические силы как род войск центрального
подчинения в 1997 г. были расформированы. Входившие в их
состав структуры, сокращенные по численности, были вклю-
чены в состав РВСН.
Главный испытательный космический центр
набирает силу (2001 - наст, вр.)
Новая структура Главного испытательного центра
Смена руководства страны в 2000 г. и избрание Прези-
дентом России В.Путина повлекли за собой коренной пере-
лом в общем направлении развития государства, а также
практические действия по возрождению отечественной кос-
монавтики.
1 июня 2001 г. на базе объединений, соединений и во-
инских частей, ранее входивших в состав Ракетных войск
стратегического назначения, был заново создан отдельный
род войск - Космические войска, в состав которых вошел и
Главный испытательный центр испытаний и управления кос-
мическими средствами Министерства обороны Российской
Федерации. Первым командующим Космическими войсками
был назначен генерал-полковник Анатолий Перминов. Выс-
шее руководство страны достойно оценило самоотвержен-
ную работу специалистов Главного центра по поддержанию
орбитальной группировки космических аппаратов в неблаго-
приятный для страны в целом и отечественной космонавтики
А.В.Головко
в частности период.
14 августа 2001 г. указом
Президента РФ № 1044 Глав-
ному испытательному центру
за достигнутые успехи в деле
освоения космоса, высокий
уровень специальной подго-
товки личного состава и в це-
лях увековечивания памяти
второго космонавта планеты
Героя Советского Союза при-
своено имя генерал-полковни-
ка Г.С.Титова.
Техническая позиция ОИП-5
С 14 января 2002 г. ГИЦ (ИУ КС) продолжил свое разви-
тие под руководством генерал-майора Николая Колесникова.
В июне 2004 г. на основании требований директивы мини-
стра обороны на базе 2-го Испытательного центра (г. Крас-
нознаменск) началось формирование нового отдельного
измерительного пункта - ОИП-5, которому предстояло раз-
меситься в районе г. Армавир и закрыть зону контроля за
космическими аппаратами на южных рубежах России. Пер-
вым командиром части стал полковник Алексей Фирсов. На
вооружение ОИП в короткие сроки встали КИС «Фазан», АСУ
«Варан», «Мурена», станция спутниковой связи «Приморка».
С 22 февраля 2005 г. часть несет дежурство по управлению
орбитальной группировкой космических аппаратов в составе
Главного испытательного центра.
В процессе положительных изменений в структуре и со-
ставе Командно-измерительного комплекса с апреля 2007 г.
ГИЦ (ИУ КС) возглавил генерал-майор Александр Головко.
После окончания в 1986 г. Харьковского высшего военного
командно-инженерного училища РВСН имени маршала Со-
ветского Союза Н.И.Крылова лейтенант А.В.Головко по рас-
пределению попадает в Воркуту. Его назначили начальником
станции траекторных измерений «Кама» (эта станция до
сих пор остается старейшей в Воркутинском командно-из-
мерительном пункте). В войсках нельзя стать настоящим
военачальником, не пройдя «школу» управления людьми.
У Александра Валентиновича с этой «школой» все в поряд-
ке. В 1988 г. его назначают командиром эксплуатационно-
технической роты. А.В.Якубовский, товарищ и в то время
подчиненный А.В.Головко, спустя несколько лет вспоминал:
«В те годы я после окончания военного института имени Мо-
жайского служил начальником котельной. Каждое утро, вы-
езжая с Головко на вахтовке из города по северному кольцу,
первый взгляд - в сторону части, на трубу котельной. Ды-
мит - все нормально, день начнется хорошо. Нет дыма - мы
с командиром роты (А.В.Головко) рискуем стать главными
героями утреннего совещания у командира». Командиром
части в это время был полковник Н.П.Колесников. Станов-
ление А.В.Головко как военачальника пришлось на тяжелые
1990-е гг. Привычные нормы и традиции армии, да и всего
общества рушились, страна «блуждала» в поисках своего
пути развития. Приходилось ежедневно решать массу вопро-
сов и проблем, появление которых еще несколько лет назад
невозможно было себе представить. Сохранение кадрового
состава части, качественное выполнение задач по предназна-
чению, убытие офицеров в отпуска, денежное довольствие
военнослужащих - все это требовало приложения значитель-
ных усилий руководства воинского коллектива. Пройдя через
все трудности, уже генерал-полковник А.В.Головко с досто-
инством и честью исполняет обязанности заместителя глав-
нокомандующего Воздушно-космическими силами РФ - ко-
мандующего Космическими войсками.
Дальнейшим развитием Главного испытательного цен-
тра явились глубочайшие изменения облика Вооруженных
сил РФ, начавшиеся в результате военной реформы, осу-
ществленной военно-политическим руководством страны
в 2008 г. Результатом глубочайших изменений явилось соз-
дание нового вида Вооруженных сил - Войск воздушно-кос-
мической обороны. Именно в этот период, после 15-летнего
226
Глава 6
Перспективная унифицированная КИС «Топаз»
перерыва, началось ускоренное переоснащение наземного
комплекса управления КА новыми техническими средства-
ми. В 2009 г. на основании директивы министра обороны РФ
в г. Пионерский Калининградской области началось форми-
рование нового отдельного измерительного пункта - ОИП-Ю.
Формирование новой воинской части возглавил полковник
Алексей Фирсов, уже имевший опыт создания ОИП-5 в г. Ар-
мавир. Первые военнослужащие прибыли в Калининград на
самолетах транспортной авиации 18 мая 2009 г. К размеще-
нию личного состава, вооружения и техники сооружения и
помещения в готовность были приведены силами самого
личного состава. Первые эшелоны с техникой начали прибы-
вать в Калининградскую область в конце мая, а уже 12 июня
2009 г. боевой расчет вновь созданной воинской части
успешно осуществил первый сеанс управления космическим
аппаратом «Глобус». 22 июня 2009 г. части было вручено зна-
мя Космических войск. С сентября 2009 г. воинская часть не-
сет опытное дежурство в составе единого КИК.
Не все было гладко и спокойно в судьбе Главного цен-
тра. Так, в том же 2009 г. Главный центр подвергся одной из
беспрецедентных военных реформ нового времени. В этот
период было проведено существенное переформирование
боевого состава и штатной структуры соединения, расфор-
мирование воинских частей, сокращение воинских должно-
стей, снижение тарифных разрядов и штатных категорий,
в результате чего значительная масса офицеров-специали-
стов осталась без перспективы дальнейшей службы и была
вынуждена покинуть ряды Вооруженных Сил.
В 2011 г., в период проведения военных реформ, генерал-
майор О.В.Майданович возглавил Главный испытательный
центр испытаний и управления космическими средствами.
В том же году 8 октября указом Президента РФ генерал-май-
ор О.В.Майданович назначен командующим Космическим
командованием Войск воздушно-космической обороны - но-
вым формированием, созданным в 2011 г. Территориально
управление Космического командования было размещено на
базе и фондах войсковой части 32103. Главный центр, полу-
чивший тогда свое новое наименование - Главный испыта-
тельный космический центр, организационно вошел в со-
став новой структуры в качестве тактического соединения,
утратив свой прежний статус и самостоятельность. Штаб во-
йсковой части 32103 был передислоцирован на техническую
территорию.
В марте 2014 г. после государственного переворота,
устроенного в Киеве националистически настроенной груп-
пой оппозиции, в результате всенародного референдума
полуостров Крым вышел из состава Украины и был включен
в состав Российской Федерации. Это послужило отправной
точкой для включения в состав Главного центра войсковой
части, расположенной в г. Евпатория. 1 апреля 2014 г. во-
йсковая часть, которой было присвоено условное наимено-
вание 81415, была включена в состав воинских частей, под-
чиненных командующему Черноморским флотом, но уже
5 августа она была введена в состав Главного центра.
1 октября 2015 г. боевым расчетом командного пункта
части был проведен первый сеанс управления запуском
ракеты-носителя «Союз-У» с космическим грузовым ко-
раблем «Прогресс М-28М». Руководил сеансом начальник
Главного центра полковник Сергей Марчук.
В том же 2014 г. проведена очередная оптимизация штат-
ной структуры Главного центра, в результате которой войско-
вые части 08317, 57237, 57337, 73736 и 59947 утратили свой
самостоятельный статус и были включены в состав войско-
вой части 32103 как структурные подразделения - испыта-
тельные центры. С августа 2015 г. ГИКЦ МО РФ им. Г.С.Титова
возглавляет полковник С.И.Марчук.
227
Главный испытательный космический центр МО РФ
Значительными событиями 2016-2018 гг. в жизни
Главного испытательного явились создание нового вида
Вооруженных Сил Российской Федерации - Воздушно-
космических сил - и планомерный переход дежурных смен
по управлению отечественной космической группировкой
на режим боевого дежурства.
Деятельность Главного испытательного космического
центра подразумевает непосредственную связь с испытани-
ями новейших и перспективных образцов вооружения кос-
мического назначения. Обеспечением необходимого уровня
национальной безопасности страны и повышения влияния
в воздушно-космическом пространстве обусловлено непре-
рывное совершенствование и развитие отечественной ракет-
но-космической промышленности, что напрямую зависит от
темпов развития космических и общепромышленных техно-
логий.
Можно выделить два направления: развитие технических
средств наземного автоматизированного комплекса управ-
ления МО РФ и наращивание боевых возможностей КС (КК)
военного назначения.
Командно-измерительные системы и антенные ком-
плексы, созданные еще в советский период, уже не от-
вечают современным техническим требованиям. Одно из
основных направлений модернизации - это унификация
взамен разнообразного парка устаревающих средств, где
создаются унифицированные командно-измерительные
системы и новые интегрированные телеметрические ком-
плексы, новые квантово-оптические системы, системы
единого времени, средства обработки, анализа и переда-
чи данных. Данные мероприятия предусмотрены «Планом
строительства Вооруженных Сил до 2020 года», и к 2020 г.
их реализация позволит увеличить обеспеченность частей
ГИКЦ современным вооружением, специальной и военной
техникой до уровня, близкого к 90 %.
Второе направление - наращивание боевых возможно-
стей КС (КК) военного назначения, которое включает в себя
создание перспективных космических комплексов на базе
малых космических аппаратов с повышенным гарантирован-
Наземная станция КИС перспективного КК «Благовест»
ным сроком автономного существования, что позволит опе-
ративно наращивать ОГ и обеспечить оперативность доставки
целевой информации. Кроме создания ОГ на базе МКА, также
стоят задачи по созданию новейших образцов изделий об-
зорной разведки, морской космической разведки и целеука-
заний, радиолокационной разведки, радио- и радиотехниче-
ской разведки, связи и ретрансляции, навигации, навигации и
связи ВМФ, а также изделий специального назначения.
В комплексе все эти технически решения и задачи, кото-
рые стоят перед Российской Федерацией в рамках обеспече-
ния гарантированной защиты независимости, суверенитета,
государственной целостности страны, позволят выполнять
возложенные задачи с гарантированной эффективностью,
надежно удерживая Россию в числе ведущих мировых кос-
мических держав.
Обновленный пункт управления Главного испытательно-
го космического центра
Основным рабочим органом управления любой воинской
части является командный пункт или пункт управления. Исто-
рия пункта управления Главного испытательного космическо-
го центра начинается с 1957 г., когда создание первого ИСЗ
повлекло за собой необходимость формирования наземного
комплекса управления. Первым начальником командного
пункта КИК был назначен полковник В.СЛукашенко.
Современный пункт управления оснащен комплексом спе-
циальных средств наблюдения, измерения, контроля и управ-
ления. Сегодня пункт управления является основным местом,
откуда производится управление орбитальной группировкой
космических аппаратов военного, двойного, научного и соци-
ально-экономического назначения. Осуществляется контроль
запусков космических аппаратов, проведение их летных ис-
пытаний, отработка перспективных образцов космических
средств. Выполняются задачи боевого управления подчинен-
ными воинскими частями, информационного обеспечения
запусков ракет космического назначения, испытательных пу-
сков МБР и баллистических ракет подводных лодок, а также
частотно-временного обеспечения потребителей ВС РФ и ряда
других не менее важных задач.
В 2003 г. было произведено переоборудование зала
управления, оснащение его современными средствами ото-
Современный вид пункта управления ГИКЦ
228
Глава 6
бражения, боевого управления и связи, реорганизация рабо-
чих мест должностных лиц боевого расчета.
С 2013 по 2018 г. на базе командного пункта ГИКЦ был соз-
дан Центр управления 15-й Армии Воздушно-космических сил
(особого назначения), а пункт управления ГИКЦ был размещен
в новых помещениях на технической территории, оборудован-
ных по самым современным стандартам. Модернизация пункта
управления и оснащение его современными средствами ото-
бражения, боевого управления и связи позволили в реальном
режиме времени отображать всю космическую обстановку, со-
стояние средств управления наземного комплекса, орбиталь-
ной группировки и информационного обмена, в автоматизи-
рованном режиме осуществлять планирование и отслеживать
исполнение планов работы средств НАКУ, организовывать
сеансы видеосвязи с должностными лицами вышестоящих ор-
ганов управления и подчиненных воинских частей.
Пункт управления неоднократно посещали представите-
ли высшего политического и военного руководства страны,
а также духовенства и культуры. Так, 3 апреля 2004 г. пункт
управления впервые посетили Президент РФ В.В.Путин и
приглашенный им Президент Франции Жак Ширак. 24 октя-
бря 2013 г. на пункте управления побывал министр обороны
РФ генерал армии Сергей Шойгу. Здесь он заслушал доклад
командующего Войсками воздушно-космической обороны
генерал-майора Александра Головко о составе, назначении
и основных задачах ГИКЦ, составе наземного автоматизи-
рованного комплекса управления космическими аппаратами
и основных направлениях его совершенствования, а также
оценил организацию дежурства на пунктах управления отече-
ственной орбитальной группировкой космических аппаратов.
Сегодня личный состав пункта управления Главного ис-
пытательного космического центра имени Г.С.Титова про-
должает кропотливую и плодотворную работу по обеспече-
нию запусков ракет космического назначения и космических
аппаратов нового типа, участвует в их летных испытаниях,
контролирует готовность к применению средства наземного
комплекса управления.
Управление космическими аппаратами в современных
условиях
В начале 2000-х гг. на смену космическим аппаратам, по-
строенным по классическим схемам, пришли аппараты на но-
вой платформе «Экспресс». Основное отличие новой плат-
формы от старой состояло в том, что аппараты выпускались
в негерметичном исполнении. Кроме того, увеличился срок
активного существования (до 15 лет), вероятность безот-
казной работы (до уровня 0,9), появились комбинированная
система терморегулирования, высокоэффективные солнеч-
ные и долговечные литий-ионные аккумуляторные батареи,
стационарные плазменные двигатели.
Аппараты исполнялись в трех вариантах, предусматри-
вавших различия в массогабаритных и энергетических харак-
теристиках. На современной платформе выполняются такие
космические аппараты, как «Глонасс-К1», AM0S-5, «Луч-5»,
«Телком-3», «Ямал-ЗООК», «Ямал-401», «Экспресс-АТ»,
«Экспресс-AM», «Енисей-А1» и др.
Процесс перехода на новые платформы построения
космических аппаратов сопровождался переводом систем
КА «Метеор-М» № 2
КА «Экспресс-АМ44»
КА «Канопус-В»
управления на новые стандарты. Взамен ЭВМ серии «ЕС»,
которые на рубеже 2000-х гг. устарели и морально, и физи-
чески, внедрялись новые программно-аппаратные комплек-
сы на базе персональных ЭВМ и локально-вычислительных
сетей. Внедрение современной компьютерной техники по-
влекло за собой переход на более совершенные операцион-
ные системы. Это позволяло, в свою очередь, значительно
сократить временные и финансовые затраты на разработку
специального программного обеспечения, внедрение его на
рабочих местах и обучение личного состава работе с этими
программами. Повысились быстродействие и надежность
комплексов управления, ускорился процесс обработки полу-
229
Главный испытательный космический центр МО РФ
ченных данных и планирования сеансов управления, обмена
информацией между пунктами управления и решения задач
всестороннего обеспечения.
Сегодня Главный испытательный космический центр осу-
ществляет управление космическими аппаратами социально-
экономического, научного и коммерческого назначения:
-	дистанционного зондирования Земли, мониторинга
техногенных и природных чрезвычайных ситуаций, гидро-
метеорологического и океанографического обеспечения
(«Ресурс-П», «Канопус-В», «Метеор-М»); связи и ретрансля-
ции («Экспресс-A, -AM, -АМУ, -АТ», «Гонец», «Луч-5»);
-	научными и научно-технологическими («Спектр-Р»,
«Мир», АИСТ).
Работы по переоснащению центров управления полета-
ми и пунктов управления продолжается и сегодня. До 2020 г.
в строй будут введены новые комплексы «Благовест», «Ак-
варель», «Раздан», «Ключ» и др. В перспективе - создание
новых необитаемых командно-измерительных станций,
управление которыми будет осуществляться дистанционно
из централизованных автоматизированных ЦУПов.
Международная космическая станция - это пилотируе-
мая орбитальная станция, используемая как многоцелевой
космический исследовательский комплекс, совместный про-
ект, в котором участвуют 14 стран. Управление российским
сегментом МКС осуществляется из Центра управления по-
летами в г. Королеве, американским сегментом - из Центра
управления полетами имени Линдона Джонсона в Хьюстоне.
В основу организации управления полетом были положены
два главных принципа:
-	единоначалие как основа координирования и интеграции
деятельности всех звеньев контура управления и партнеров;
-	соблюдение национальных интересов стран - участниц
проекта.
В состав международного наземного комплекса входят
два центра управления, которые управляют каждый своим
сегментом станции. Уже на ранней стадии разработки прин-
ципов и методологии управления полетом МКС было решено,
что управление КА разных стран будет осуществляться с раз-
ных центров управления полетами. Взаимодействие между
ЦУПами осуществляется посредством международных со-
ветов и групп, отвечающих за координацию действий. В ре-
жиме реального времени управление каждым элементом или
сегментом осуществляется тем участником, который несет
ответственность за него. Таким образом, управление Между-
народной космической станцией выполнено с возможностью
резервного управления российским и американским сегмен-
тами. Оба центра управления полетами связаны между собой
через согласованный интерфейс в соответствии со специаль-
но разработанными процедурами. Это решение позволило
значительно расширить возможности по передаче командной
информации и повысить надежность работы станции.
Обеспечение навигации и позиционирования подразде-
лений Сухопутных войск, самолетов ВВС и кораблей ВМФ
всегда было одной из важнейших задач Космических войск.
В этих целях Советский Союз начал развертывание группи-
ровки космических аппаратов навигационной системы, пер-
вые из которых получили название «Ураган». Впоследствии
вся система получила наименование ГЛОНАСС.
В течение долгих лет в период упадка экономики страны
после развала Советского Союза орбитальная группировка
неуклонно сокращалась за счет выработки естественного ре-
сурса спутников и достигла минимума к 2001 г., когда в ее со-
ставе остались только шесть работоспособных космических
аппаратов. Одновременно деградировал наземный комплекс
управления. В конце 1990-х гг. под вопросом стояло само
дальнейшее существование ГЛОНАСС. Примерно в то же
время Европа, понимая стратегическое значение глобальной
навигации, приняла решение о создании собственной ГНСС
Galileo.
Наконец, в 2001 г. постановлением Правительства РФ
была принята разработанная под руководством Российского
авиационно-космического агентства (сейчас - Роскосмос)
долгосрочная Федеральная целевая программа «Глобальная
навигационная система» на 2002-2011 гг., целью которой яв-
лялось восстановление системы ГЛОНАСС и ее широкое ис-
пользование, в т. ч. в гражданской сфере. На первоначальном
этапе предусматривалось обеспечение полного покрытия
навигационным полем территории России, а впоследствии -
всего Земного шара.
Космические аппараты первого поколения излучали от-
крытые гражданские сигналы в диапазоне L1 (1,6 ГГц) и за-
крытые военные навигационные радиосигналы в диапазонах
L1 и L2 (1,25 ГГц). В отличие от системы GPS, в которой при-
меняется технология кодового разделения сигнала (все спут-
ники излучают сигнал на одной несущей частоте), в рамках
ГЛОНАСС используется технология частотного разделения
(каждый спутник излучает навигационный сигнал на своей
несущей частоте).
1 декабря 2001 г. на орбиту был выведен космический
аппарат второго поколения «Глонасс-М» производства
ОАО «ИСС имени академика М.Ф.Решетнева», в 2003 г.
начались его летные испытания. От аппаратов первого
поколения он отличался увеличенным гарантированным
сроком активного существования (7 лет) и повышенной
(в 2,5 раза) точностью определения местоположения для
гражданских потребителей. Этот аппарат предоставляет
как гражданским, так и военным потребителям по два на-
вигационных сигнала в тех же диапазонах (L1 и L2), что
позволяет повышать точность навигационных определе-
ний за счет исключения влияния ионосферы на прохож-
дение спутниковых сигналов.
К концу 2009 г. орбитальная группировка была доведена
до штатного состава из 24 космических аппаратов, основу ко-
торой составляли КА второго поколения «Глонасс-М».
Космические аппараты «Глонасс-М» производились
до 2015 г., последний запуск был осуществлен 17 июня
2018 г. Всего было произведено и запущено 46 аппаратов
серии, 6 из которых, к сожалению, в результате аварий и не-
штатных ситуаций были утеряны.
26 февраля 2011 г. с космодрома Плесецк осуществлен
запуск навигационного космического аппарата третьего по-
коления «Глонасс-К». От аппаратов серии «М» новые аппа-
раты отличаются увеличенным сроком активного существо-
вания (до 10 лет), открытым исполнением, уменьшенной
массой, увеличенной мощностью системы электропитания и
наличием на борту аппаратуры международной системы спа-
230
Глава 6
сения «Коспас-Сарсат». Кроме того, аппараты серии «К» име-
ют новые сигналы, обеспечивающие взаимодополняемость
с зарубежными аналогами. С 2012 г. глобальная навигаци-
онная система ГЛОНАСС функционирует в штатном составе
из 23 космических аппаратов «Глонасс-М» и одного аппарата
«Глонасс-К» и в полном объеме выполняет свои функции,
предоставляя свои услуги потребителям.
К 2025 г. планируется создание усовершенствованного
аппарата «Глонасс-К2». В новых аппаратах будут использо-
ваться сигналы, конфигурация которых поможет обеспечить
широкую совместимость приемного оборудования и повысит
точность и быстроту определения координат для критически
важных применений, в первую очередь в авиационной и мор-
ской безопасности.
В настоящее время ГИКЦ находится на этапе мощной тех-
нологической модернизации в целях реализации эффектив-
ного управления перспективными космическими системами.
В первую очередь это связано с новыми качественными тре-
бованиями к перспективным КС нового поколения, способ-
ным в ближайшее время решать целевые задачи глобально-
го, непрерывного и высокоточного уровня.
Исходя из анализа современных тенденций к организа-
ции управления перспективных КС, можно выделить три ба-
зовых принципа:
-	непрерывность, основанная на использовании ретран-
сляционных высокоскоростных космических каналов пере-
дачи данных;
-	автономная интеллектуализация БКУ перспективных КС,
делегирование БКУ типовых операций управления, с перево-
дом НКУ в режим мониторинга и отработки особо ответствен-
ных и нештатных ситуаций;
-	реализации координатно-временного обеспечения пер-
спективных КС на основе навигационной информации ГЛОНАСС
и ее функциональных дополнений (базовый принцип).
Безусловно, это коснется всех без исключения КС, но наи-
более комплексно и ярко эти принципы проявляются к орга-
низации управления перспективными низкоорбитальными КС
наблюдения. Современные потребности и требования, предъ-
являемые к уровню решения задач наблюдения за наземными
объектами, предопределяют их возрастающую роль, формаль-
но уже закрепленными руководством страны в ряде докумен-
тов 2017 г.
Ключевыми элементами, существенным образом влияю-
щими на качество данных наблюдения и, в конечном итоге,
показатель превосходства в обеспечении целевых характе-
ристик космических систем, являются бортовые средства
специальной аппаратуры и наземные средства обработки
информации. Их основными параметрами являются разре-
шающая способность бортовой аппаратуры наблюдения и
точность координатной привязки объектов наблюдения, ко-
торая, прежде всего, зависит от точности ориентации осей
визирования на наблюдаемый объект и точности навигации
КА, реализуемого БКУ.
В целях существенного повышения эффективности ком-
плексного решения задач наблюдения (прежде всего по опе-
ративным характеристикам) в последнее десятилетие интен-
сивно рассматривается вопрос использования для этих целей
малогабаритных КА.
Исходя из ряда ограничений, вызванных конструктивны-
ми ограничениями и предполагаемым составом целевых за-
дач, применение по целевому назначению МКА наблюдения
в части навигационно-баллистического обеспечения управле-
ния будет обладать рядом особенностей:
-	орбитальные группировки МКА предполагается разме-
щать исключительно на низких (преимущественно круговых)
орбитах, где, с одной стороны, превалирует самый сложный
к учету возмущающий фактор - верхняя атмосфера Земли,
с другой стороны, обеспечивается возможность непрерыв-
ной навигации по сигналам глобальных навигационных спут-
никовых систем;
-	количество МКА в ОГ может составлять до нескольких
десятков, что требует существенного пересмотра текущей
технологии управления КА ограниченными средствами НКУ;
-	в технологических циклах НБО управления МКА пред-
ставлены жесткие оперативные требования к организации
операций маневрирования (как по поддержанию орбиталь-
ной структуры, так и орбитальных параметров каждого МКА).
Проведенный анализ требований к точности привязки
объектов для перспективных МКА ДЗЗ показал, что уровень
характеристик может составлять 15-20 м на Земной поверх-
ности. При этом точность ориентации осей визирования для
лучших аналогов КА составляет единицы угловых секунд.
Главной особенностью орбитального построения систем
МКА является то, что все перспективные системы МКА пред-
полагается строить на низкоорбитальных орбитах, прежде
всего исходя из существенных ограничений на специальную
аппаратуру. При этом диапазон высот может составлять
250-350 км. Следовательно, погрешность привязки осей
визирования специальной аппаратуры на подобных высотах
в проекции на земную поверхность может составлять более
10 м. В этом случае на бюджет погрешности навигации КА
остается не более единиц метров. Из этого краткого анализа
можно сделать вывод, что требования к точности навигации
для перспективных орбитальных потребителей класса МКА
наблюдения составляют беспрецедентный метровый и суб-
метровый уровень.
Резонно поставить вопрос: способно ли текущее состояние
наземного комплекса управления и организация технологиче-
ских циклов НБО удовлетворить эти перспективные требова-
ния? Как известно из практики навигационно-баллистического
обеспечения КА, предельные точностные характеристики тех-
нологического цикла навигационно-баллистического обеспе-
чения КС в основном определяются качеством и количеством
измерителей, величиной мерного интервала и условиями про-
ведения измерений, определяемыми в основном долготно-ши-
ротным размещением источников измерений.
Следует отметить, что в ГИКЦ им. Г.С.Титова уже прошел
апробацию технологический цикл навигационно-баллистиче-
ского обеспечения «переходного этапа», реализованная на
КА «Кондор», где в БКУ и НКУ уже использовались первич-
ные кодовых и фазовых измерения. К сожалению, КА «Кон-
дор» проектировался достаточно давно (с 2006 г.), и на нем
установлена одночастотная навигационная аппаратура, кали-
бровка которой оказалась связанной со значительными труд-
ностями, вызванными невозможностью оперативного учета
ионосферной систематической погрешности.
231
Главный испытательный космический центр МО РФ
На КА «Ресурс-П» был установлен уже двухчастотный
навигационный приемник, результаты его калибровки на ап-
паратно-программных средствах в 2014 г. выявили наличие
межлитерных задержек на некоторых частотах более 10 м. Но
даже при условии калибровки аппаратуры спутниковой на-
вигации получить 10 м точности навигации - это предел со-
временной технологии. Как показывают результаты анализа
текущих точностных характеристик ГЛОНАСС, по интеграль-
ным показателям они находятся на уровне 5-7 м с 2012 г. по
настоящее время.
Вместе с тем проведенный анализ современного состо-
яния и перспектив развития глобальных навигационных си-
стем ГЛОНАСС, GPS, BeiDou, Galileo показал потенциальную
конкурентоспособность всех ГНСС к 2020 г. и принципиаль-
ную возможность использования измерительной информа-
ции различного состава навигационных полей для выполне-
ния требований к точности навигации перспективных КА ДЗЗ.
Продолжается работа по совершенствованию наземного
автоматизированного комплекса управления космическими
аппаратами. Так, с 2012 г. в эксплуатации в Щелково и Улан-
Удэ находятся образцы современной командно-измеритель-
ной системы 14Н90-05, разработанной АО «НИИ ТП», которая
приходит на замену КИС «Куб-Контур», честно отработавшей
более 40 лет и управлявшей такими аппаратами, как «Барс»,
«Персона», «Лотос-С», «Пион», «Ресурс-П» и ФГБ «Заря».
К 2020 г. на вооружении Главного центра будет уже семь та-
ких систем.
В 2018 г. началась опытная эксплуатация двух станций
типа «ОЗС», разработанных ФГУП «ЦНИИХМ» и предназна-
ченных для непосредственного управления космическими
аппаратами, оснащенными бортовой аппаратурой команд-
ной радиолинии и высокоскоростной радиолинии и приема
с них целевой информации, еще одна находится в стадии
монтажных и наладочных работ; в 2020 г. после проведения
государственных испытаний все три станции будут введены
в эксплуатацию.
В 2019 г. завершаются государственные испытания уни-
фицированной КИС «Топаз», предназначенной для непо-
средственного и ретрансляционного управления в составе
средств НАКУ космическими аппаратами различного назна-
чения, находящихся на различных орбитах, в 2020-2021 гг.
в эксплуатацию будет введено уже шесть подобных УКИС,
а к 2025 г. их число составит 12. Особенностью УКИС «То-
паз» является ее построение на новых принципах, новой
архитектуре и новой элементной базе, за счет чего будет
обеспечена высокая надежность, помехозащищенность и
увеличение информационного обмена с космическими ап-
паратами.
Проводятся доработки и сертификация командно-изме-
рительных систем «Тамань - База - МС» и «Тамань - База
- МС-02», «Фазан - МТС» и «Фазан - КТ», входящих в со-
став НКУ КА «Глобус-1 М», «Меридиан», «Гарпун», «Гео-ИК»,
«Метеор-М», после которых средства могут быть использо-
ваны по назначению вплоть до 2025 г.
До 2020 г. будет завершена модернизация радиотехни-
ческого комплекса «Квант-Д» с антенной системой П-2500,
после чего комплекс будет использоваться для исследова-
ния космического пространства и управления КА в дальнем
космосе в рамках научно-исследовательских программ Го-
сударственной корпорации «Роскосмос» и Российской ака-
демии наук.
В рамках ОКР «ГЛОНАСС-КК-Н» создается станция управ-
ления и измерений, которая в 2020-2025 гг. придет на смену
используемым ныне модернизированным закладочно-изме-
рительным станциям. Взамен наземных станций контроля и
управления бортовой аппаратурой межспутниковых измере-
ний к 2021 г. будут созданы современные станции НСКУ-Н-
БАМИ. Создаются наземные станции контроля и мониторин-
га, сеть комплексов наземных средств формирования шкалы
времени, а также сеть модернизированных квантово-оптиче-
ских систем «Сажень-К» и лазерных наземных измеритель-
но-связных пунктов «Сажень-Л».
К концу 2020 г. запланировано проведение доработок
станций типа МПРС, предназначенных для приема, регистра-
ции, первичной обработки телеметрической информации и
ее выдачи потребителям. В 2018 г. в воинские части ГИКЦ
были поставлены 10 комплектов таких станций.
В конце 2018 г. проведена замена изделий из состава
военного эталона частоты и времени ВЭ-33. До 2020 г. си-
стема спутниковой связи «Приморка» будет заменена на
ССС «Приморка-М». Проводятся доработки и модернизация
Центров управления полетами КА «Персона», ЕЦУП РБ-М
для обеспечения запусков аппаратов с разгонными блоками
«Волга», «Фрегат» и «Персей».
В настоящее время проводится целенаправленная дея-
тельность по переводу управления ОГ КА на унифицирован-
ные командно-измерительные системы (унифицированная
КИС «Топаз»), а также КИС, реализующие принципы дис-
танционного управления (ОЗС, НС КИС «Благовест»), про-
ведение работ по модернизации существующих КИС. Это
приведет к унификации командно-измерительных систем,
их количественному сокращению, уменьшению расходов на
их содержание и обслуживание, а также к возможности их
использования при управлении перспективными КА одно-
временно на низких, средних и высоких орбитальных зонах
с применением дистанционного управления.
Совершенствование средств приема телеметрической
информации приведет к увеличению их помехозащищенно-
сти, уменьшению затрат на их содержание и обслуживание,
а также к уменьшению зависимости от комплектующих ино-
странного производства. Доработки и совершенствование
Центров управления полетами КА приведут к их унификации,
количественному сокращению, уменьшению расходов на со-
держание и обслуживание, а также к возможности их исполь-
зования при управлении перспективными КА и обеспечении
запусков ракет-носителей с разгонными блоками нового по-
коления.
Научно-техническая деятельность Главного испытатель-
ного космического центра
Деятельность Главного испытательного космического
центра им. Г.С.Титова в подмосковном Краснознаменске
с первых дней его существования связана с наукой, ведь
именно с обеспечения работ по запуску первого искусствен-
ного спутника Земли ведет свою историю Главный центр. За
шесть десятков лет военнослужащие и гражданский персо-
232
Глава 6
нал ГИКЦ участвовали в обеспечении множества отечествен-
ных и международных космических научных программ, сре-
ди которых - исследование Луны, Венеры, Марса и других
планет Солнечной системы, изучение природных ресурсов
Земли и солнечной активности, проведение разнообразных
биологических экспериментов.
В том или ином виде научная работа ведется практи-
чески всеми структурными подразделениями Главного ис-
пытательного космического центра - как научно-испыта-
гельным управлением - головным по организации научной
работы, так и испытательными центрами, испытательными
управлениями, а также отдельными командно-измеритель-
ными комплексами, осуществляющими сбор и первичный
анализ данных о работе наземных средств и КА. С учетом
специфики решаемых задач важнейшей формой научной
работы в Главном испытательном космическом центре яв-
ляется опытно-испытательная работа, проводимая в целях
подготовки и проведения испытаний перспективных (мо-
дернизированных) и принимаемых в штатную эксплуатацию
образцов космических средств, совершенствования методов
и способов их применения (эксплуатации), анализа и экспер-
тизы работ промышленности по разработке и созданию кос-
мических средств, формирования и реализации требований
к системам и образцам космической техники. Накопленные
многими поколениями руководящего и инженерного состава
ГИКЦ знания и опыт представляют собой бесценный задел,
обеспечивающий качественное выполнение задач в научно-
исследовательских и испытательных направлениях деятель-
ности. Научный потенциал ГИКЦ обеспечивает постоянное
участие специалистов Главного центра в экспертных комис-
сиях по оценке хода и качества выполнения научно-иссле-
довательских и опытно-конструкторских работ. Задачами
государственной важности являются подготовка к испыта-
ниям перспективных образцов космической техники, участие
в проведении испытаний на объектах ГИКЦ, всесторонний
анализ результатов испытаний и выработка предложений для
обеспечения эффективного применения перспективных об-
разцов по назначению.
Непосредственное руководство организацией научной
и испытательной работы в ГИКЦ - одного из ключевых на-
правлений деятельности Главного центра, - осуществляет по-
мощник начальника ГИКЦ по научно-испытательной работе.
До организационно-штатных мероприятий 2010 г. должность
именовалась «заместитель начальника ГИКЦ по научно-ис-
пытательной работе». В 1958 г. введена в штат должность
«заместитель начальника КИК по измерениям и эксплуата-
ции спецтехники». Первым на эту должность был назначен
генерал-майор Павел Артемович Агаджанов (1958-1971 гг.).
Крайним (в 2010-2013 гг.), кто был назначен на должность
заместителя начальника ГИКЦ по научно-испытательной ра-
боте, был полковник Андрей Владимирович Ивашина, в на-
стоящее время - заместитель командующего Космическими
войсками по испытаниям, генерал-майор.
В 2018 г. в ходе опытно-испытательных работ обеспечено
научно-методическое сопровождение подготовки и проведения
летных испытаний космических аппаратов связи, навигации
и метеорологического наблюдения. В ходе выполнения задач
управления проведено 558300 сеансов управления, проведены
А.В.Ивашина
работы по информационно-ана-
литическому обеспечению 13 за-
пусков ракет космического на-
значения и 6 разгонных блоков
с 1-го ГИК МО РФ, космодромов
Байконур и Восточный.
Научными сотрудниками
ГИКЦ за всю его историю в об-
щей сложности были проведе-
ны исследования более чем по
1500 научно-исследователь-
ских работ. Среди них около
250 НИР по правительствен-
ным заказам, около 100 НИР
- по заказу Министерства обо-
роны. Более 400 НИР Главный испытательный космический
центр выполнял в качестве головной организации.
Среди основных научных результатов, полученных в по-
следнее время, можно отметить разработку новой редакции
«Руководства по организации управления космическими ап-
паратами». Выполняется работа в ходе комплексных иссле-
дований по совершенствованию системы общих технических
требований к перспективным видам вооружения и военной
техники - разработан проект общих технических требований
к методам государственных испытаний космических средств.
Практически все подразделения Главного испытательно-
го космического центра участвуют в рационализаторской и
изобретательской работе, направленной на повышение так-
тико-технических характеристик эксплуатируемой и испыты-
ваемой техники, увеличение срока активного существования
КА, сокращение времени ремонта и приведения в готовность
техники, достижение экономического эффекта при проведе-
нии испытаний, эксплуатации и ремонта. Более 100 новато-
ров ГИКЦ были награждены нагрудным знаком «Изобрета-
тель СССР», знаком ЦС ВОИР «Отличник изобретательства
и рационализации», «Лучший изобретатель Московской об-
ласти», несколько офицеров стали лауреатами премии ВОИР
среди молодых изобретателей.
В 2014 г. по итогам Всеармейского смотра на лучшую ор-
ганизацию изобретательской и рационализаторской работы
Главный испытательный космический центр в приказе Мин-
обороны России отмечен в списке лучших воинских частей.
Группа офицеров и гражданского персонала Главного центра
отмечена в числе лучших рационализаторов Вооруженных
Сил РФ.
В Главном испытательном космическом центре проходит
службу и работает немало опытных ученых, которые заботят-
ся о молодых офицерах, проявляющих склонность к научной
деятельности, стараются передать им накопленные знания и
навыки, помогают в выборе направлений исследований. Нео-
ценимый вклад в подготовку научных кадров вносит ведущий
научный сотрудник, д.т.н., доцент Марина Константиновна
Бондарева.
В ГИКЦ сформировались научные школы по научно-
практическому решению проблем баллистического обеспе-
чения, оценки состояния космической обстановки, развития
и совершенствования управления и эксплуатации космиче-
ских комплексов и систем в реальных условиях обстановки.
233
Главный испытательный космический центр МО РФ
В настоящее время в ГИКЦ работают 2 докт. и 30 канд. наук,
среди которых 1 профессор, 7 доцентов и старших научных
сотрудников. В целях активизации проведения научных ис-
следований в интересах ГИКЦ и создания резерва для заме-
щения должностей в научно-испытательных подразделениях
ежегодно среди курсантов ВКА им. А.Ф, Можайского прово-
дится конкурс на лучшую научно-прикладную работу по тема-
тике Главного центра. В конкурсе принимает участие большое
число курсантов. Например, в 2016 г. было подано 45 работ.
Все работы рассматриваются на научно-техническом совете
ГИКЦ, где выделяются наиболее отличившиеся труды моло-
дых ученых.
Для организации и эффективного выполнения научных
работ необходимо тесное научное сотрудничество. В своей
повседневной деятельности по вопросам научно-испытатель-
ной работы ГИКЦ взаимодействует с десятками организаций
космической отрасли. Ежегодно, начиная с 2015 г., Глав-
ный испытательный космический центр принимает участие
в Международном военно-техническом форуме «Армия»,
проводимом на базе военно-патриотического парка «Патри-
от», а также оказывает помощь в организации проводимых
там семинаров, лекций и других мероприятий научной дея-
тельности в рамках испытаний перспективных космических
средств и систем.
Совершенствование наземного
автоматизированного комплекса управления
космическими аппаратами российской
орбитальной группировки
от 2018 г. до перспектив 2025 г.
Главный испытательный космический центр Министер-
ства обороны Российской Федерации - это уникальная
структура в наших Вооруженных Силах, выполняющая зада-
чи по управлению отечественной орбитальной группировкой
космических аппаратов, которая представляет собой уни-
кальный высокотехнологичный комплекс наземных средств
управления КА, расположенных по всей территории Россий-
ской Федерации: от Калининграда до Камчатки, от Воркуты
до Евпатории.
Современная военно-политическая обстановка требует
от нас умения быстро и точно реагировать на любые вызовы
национальной безопасности Российской Федерации, исходя-
щие из различных сфер деятельности. Война уже не пред-
ставляется как противоборство двух сторон на сухопутных,
воздушных и морских театрах военных действий.
Именно из космоса обеспечивается сегодня глобальная
стратегическая разведка, разведка театров военных дей-
ствий в интересах тактического звена, метеорологическая
разведка и навигация в интересах всех видов и родов войск,
надежная спутниковая связь, в т. ч. для высшего военно-по-
литического руководства нашей страны. Все это позволяет
создать единое надежное информационно-коммуникацион-
ное пространство, увязать различные воинские подразделе-
ния в единый живой организм, действующий отлаженно и
надежно.
В целом современная отечественная орбитальная груп-
пировка космических аппаратов обеспечивает возможность
глобального и непрерывного
покрытия зонами радиовиди-
мости Земного шара КА раз-
личного назначения, а их общее
число позволяет качественно и
оперативно выполнять в кос-
мосе и из космоса любые по-
ставленные высшим военно-
политическим руководством
страны задачи.
Космос всегда был, есть и
будет сферой применения са-
мых последних достижений на-
уки и техники, и ГИКЦ, одной из
задач которого является прове-
дение испытаний перспектив-
ных космических комплексов и
С.И.Марчук.
Начальник ГИКЦ МО РФ
им. Г.С.Титова
систем, идет в ногу с мировым научным прогрессом. Толь-
ко за последние 15 лет в Главном испытательном космиче-
ском центре создано 16 Центров управления полетами для
управления КА различного назначения. При этом происходит
развитие нового подхода в проектировании современных
ЦУП, который заключается в создании не конкретного тех-
нологического оборудования (АПС) ЦУП, а в разработке СПО
управления для обеспечения управления данным типом КА
и выполнении других целевых задач. Такой подход станет
основой для перехода к новой технологии управления боль-
шими группами КА. Применяемый нами в составе наземно-
го автоматизированного комплекса управления уникальный
комплекс многофункциональных радиотехнических средств
командно-измерительных систем и радиотелеметрических
станций, а также автоматизированных систем обработки и
анализа информации позволяет дежурным сменам Главного
центра в кратчайшие сроки выявлять возникающие неисправ-
ности и устранять их путем выдачи на аппарат управляющих
воздействий. Сбои КА, если они и случаются, как правило, не
влияют на работу системы в целом, а потребитель информа-
ции никак не замечает подобных сбоев.
Ведущее место в парировании нештатных ситуаций и
сбоев, восстановлении работоспособности КА по-прежнему
занимают сотрудники ГИКЦ. Не зря сегодня офицеры Воз-
душно-космических сил и Космических войск, офицеры-
испытатели Главного центра - специалисты с многолетним
стажем и опытом, серьезной технической и специальной под-
готовкой - по праву считаются элитой Вооруженных Сил РФ.
Орбитальная группировка КА переживает сегодня процесс
стремительного совершенствования и обновления. На орби-
те функционирует широкий спектр космических аппаратов
связи, навигации, топогеодезического и метеорологического
обеспечения, дистанционного зондирования Земли и мони-
торинга обстановки на ее поверхности, научного назначения.
В настоящее время на управление Центра поступают
новые космические аппараты. Об этом можно судить даже
по ежемесячным сообщениям информагентств о запусках
с наших космодромов. Действительно, внедрение совре-
менной элементной базы в космические аппараты заметно:
в 2, а то и в 3 раза увеличился срок их активного существо-
вания. Это дает возможность существенно снизить расходы
234
Глава 6
Структура КИКа. 2018 год
Пояснения к схеме
а общая схема КИКа
3 название и геолокация
структурной единицы КИКа
3 штриховкой отмечены
расформированные к началу
следующего периода
структурные единицы КИКа
ОКИК-15
с Галаню»
% 3 цвета соответствуют (
отдельным комплексным
структурам по функционалу
УЗЕЛ СЗЯЗИ
r.Kpac~c2~s'. е-с*
ОКИК-16
ев-ат::-/я
К: • ендат,ра о ра-с •
сеспе-е- »
г.КраснозиЗ’. е->
/СП: -ате -ьн: цен-[Г
•сп: a- • гс е~е- 3
св	ав гаци:•
г.Крас~сз~ v. е-ск
-
ОКИК-4
1К
ОИП -5
г. Арма вир
---------'
ОИП -10
э 	-*:ад
ОКИК-6
п Елиэово
ОИП -7
Ba.-i, •
ОИП -8
гМммрослмен
ОКИК-13
Г.УЛ1-.’ДЭ
ОКИК-I^
• Щелково
ОКИК-9
' 1Э>	:
ИП ОКИК-13
г. Якутск
ОКИК-18
г. Воркута
ОКИК -20
ДОММ1 •
Ml Амур*
/сп: ’ате ’&<центр
>*cnt та-ги и пр»*ме«е-и>
специальных КА,
г. Краснознаменск
Испо’ате ль*» и це**гр
ИБО г.Красиозмамено»
Главный испытательный центр испытаний и управления
космических средств Министерства Обороны,
г.Краснознаменск

235
Главный испытательный космический центр МО РФ
на выведение космических аппаратов взамен устаревших
и позволило, наконец, начать наращивание орбитальной
группировки КА, что надежно укрепило наши позиции как
ведущей мировой космической державы. Весьма успешно
сегодня мы идем по пути импортозамещения компонентов
электронной базы.
Специалисты Главного испытательного космического
центра принимают участие в испытаниях новейших образцов
вооружения и военной техники Воздушно-космических сил.
Главный центр осуществляет управление не только косми-
ческими аппаратами военного назначения, но и участвует
в управлении сугубо гражданскими КА - научного и социаль-
но-экономического назначения. Это и космические аппараты
дистанционного зондирования Земли «Ресурс-П», и космиче-
ские аппараты метеорологического назначения «Метеор-М»,
и телекоммуникационный КА «Луч». Активное участие центр
принимает и в обеспечении функционирования международ-
ной космической станции. Именно средства и расчеты на-
земного автоматизированного комплекса управления ГИКЦ
обеспечивают управление российским сегментом МКС, пи-
лотируемыми и грузовыми кораблями «Союз» и «Прогресс»,
а также связь с космонавтами.
В ведении Главного испытательного космического цен-
тра находится Центр управления системой ГЛОНАСС. На
сегодняшний день ОГ КА системы ГЛОНАСС развернута
в полном составе, а также имеются резервные КА. В штат-
ном варианте орбитальное построение системы предус-
матривает использование по целевому назначению 24 КА,
равномерно распределенных в трех плоскостях по восемь
КА в каждой.
Многие образцы командно-измерительных систем
и антенных комплексов, находящихся в эксплуатации
Главного испытательного космического центра по всей
нашей стране, создавались еще в советский период. Од-
нако ГИКЦ, в соответствии с Государственной программой
вооружения до 2020 г., сегодня переоснащается новыми
системами и комплексами. Существующие планы и про-
граммы развития Вооруженных Сил к 2020 г. позволят
увеличить обеспеченность частей ГИКЦ современным во-
оружением, специальной и военной техникой до уровня,
который позволит выполнять возложенные задачи с га-
рантированной эффективностью, надежно удерживая
Россию в числе ведущих мировых космических держав.
С развитием современной космической техники суще-
ственно возрастают и требования к уровню профессио-
нальной подготовки офицеров, которые ее эксплуатиру-
ют, особенно в такой наукоемкой и высокотехнологичной
сфере деятельности, как космос. В рядах ГИКЦ сегодня
собраны лучшие военные специалисты космической от-
расли: управленцы, инженеры, ученые. Ежегодно органи-
зуется переподготовка и повышение квалификации офи-
церов в профильных вузах. Наши специалисты активно
участвуют в проведении научных и научно-технических
конференций и форумов, участвуют в военно-научном
сопровождении опытно-конструкторских работ, выполня-
емых предприятиями промышленности.
236
ГЛАВА 7
ТН.Ахмета^, Ъ.А.Г>арано&,
Ъ.А.Капшпана&, А.Н.Кмрнмш.,
AfllMtcneucfi., Л1.&Иуамо$,
М.Ф.'Шум, 'В.Ф.Клаашишн
М «РКЦ «Прогресс»
Разработка и производстве
систем управления для PH
Разработка, развитие и модернизация
аналоговой системы управления PH «Союз»
Система управления для ракет-носителей типа Р-7А
разрабатывалась в 1950-е гг. НИИ-885 (в наст, время
ФГУП «НПЦ АП им. Н.А.Пилюгина») по техническому за-
данию ОКБ-1 (ныне РКК «Энергия»
им. С.П.Королева). Система управ-
ления была разработана исходя из
технических возможностей того вре-
мени на достаточно высоком уровне
и обеспечивала выполнение требуе-
мых задач по наземной подготовке и
управлению PH в полете с заданной
в техническом задании надежностью.
СУ была построена по принципу
дублирования, который обеспечивает
защиту от неисправностей типа «об-
рыв» и не гарантирует защиту от неис-
правностей типа «ложное замыкание».
Элементная база, применявшаяся
в бортовой аппаратуре, имела доста-
точно большие габаритно-массовые
характеристики. Не все элементы со-
ответствовали реальным механиче-
ским нагрузкам, ряд элементов (танталовые конденсаторы)
требовали периодической тренировки в составе изделия или
прибора. Кроме того, при испытаниях СУ в составе PH требо-
валось большое количество ручных регулировок: вторичных
источников тока, автомата стабилизации, системы регули-
рования кажущейся скорости, автомата управления дально-
стью, что увеличивало время подготовки PH и было сопря-
жено с определенными трудностями на стартовом комплексе.
В 1960 г. ведение производства PH и разработка новых
модификаций PH на базе Р-7А были переданы филиалу № 3
ОКБ-1 в г. Куйбышев (с 1974 г. - ЦСКБ, в наст, время - АО
«РКЦ «Прогресс»), а ведение производства и разработка си-
стем управления для этих PH были переданы в СКБ-897НТ СКБ
«Полисвит» (г. Харьков).
Филиал № 3 ОКБ-1 возглавил Д.И.Козлов. Стоит от-
метить, что ни одного специалиста Д.И.Козлов не взял
из ОКБ-1, все кадры были местными. С этого момен-
та из лучших специалистов завода № 1 («Прогресс»)
АО «РКЦ «Прогресс»
237
АО «РКЦ «Прогресс»
и Куйбышевского авиационного института создавался
«костяк» будущего ЦСКБ. Участие в разработке моди-
фикаций 8А92, 8К78, 11А57 позволило конструкторам
стать грамотными специалистами по разработке и ис-
пытаниям систем управления PH. Среди них необходимо
отметить А.М.Солдатенкова, Г.Е.Фомина, Г.П.Аншакова,
Б.Д.Буйлина, В.А.Жукова, М.В.Соловьеву, М.Ф.Шума.
В этот период много времени было потрачено на отра-
ботку и испытания систем управления PH как в НПЦ АП
им. Н.А.Пилюгина, так и в НТ СКБ «Полисвит».
В это время значительно увеличилось количество вновь
разрабатываемых космических аппаратов как для Министер-
ства обороны, народного хозяйства, так и для пилотируемых
программ. Для безусловного обеспечения выведения этих КА
с высокими точностными характеристиками по времени стар-
та, по параметрам орбит КА требовалось повышение техниче-
ских и эксплуатационных характеристик существующих PH и,
соответственно, значительной доработки СУ.
Первая для ЦСКБ самостоятельная разработка ТЗ на соз-
дание СУ была проведена для PH 11А511, предназначенной
для запуска пилотируемого КА. На основании требований
техзадания НТ СКБ «Полисвит» была проведена замена эле-
ментной базы на более современную. Особенно значитель-
но были доработаны генераторы программных импульсов
(исключили электронные лампы), приборы системы авто-
матического управления выключением двигателя, приборы
автомата стабилизации (замена устаревших конденсаторов,
дросселей и т. д.). Также система управления была доработа-
на для связи с системой аварийного спасения для обеспече-
ния полета с пилотируемыми КА.
Первый пуск новой ракеты прошел успешно. К сожале-
нию, второй пуск PH 11А511 в декабре 1966 г. закончился
аварией. В качестве полезной нагрузки на этом пуске был
установлен пилотируемый КА без экипажа с системой ава-
рийного спасения.
При запуске двигателей первой и второй ступеней в од-
ной из камер не было штатного воспламенения компонентов
от пиропатронов, а произошло «прикуривание» от факела
соседних камер, и из-за нештатного запуска двигательной
установки система управления выдала команду на аварийное
выключение двигателя.
По этой команде было снято питание с гироприборов,
а система аварийного спасения КА оставалась под напря-
жением. Анализ произошедшего показал, что САС должна
была иметь два канала связи бортовой части САС с на-
земной частью, через которую производится взведение и
отбой САС. Один - через донные разъемы PH и кабель,
проложенный через всю PH, и второй - через кабель-мач-
ту СК непосредственно к разъемам КА. Оказалось, что ка-
нал связи через PH не был задействован из-за отсутствия
цепи в наземном кабеле, а канал связи через кабель-мачту
был прерван с момента отвода кабель-мачты в соответ-
ствии с циклограммой запуска. Поэтому перевести САС
из взведенного состояния в отбойное оказалось невоз-
можно. Пока анализировалась возникшая ситуация, в ги-
роприборе на выбеге через 20 мин замкнулись концевые
контакты и дали сигнал в систему аварийного спасения
о недопустимом отклонении ракеты.
САС отделила КА от стоящей PH и увела КА в сторону, по-
сле чего КА благополучно на парашюте приземлился. Однако
при отделении КА была разрушена магистраль системы тер-
морегулирования, и ее горючая жидкость загорелась.
Люди успели уйти от ракеты прежде, чем воспламени-
лись пары компонентов. Вся ракета вспыхнула, разрушилась
и упала в лоток стартовой системы. По результатам анализа
доработана как сама система управления, так и схема связи
СУ PH и САС КА.
В конце 1960-х гг. сложилась ситуация, когда на заводе
«Прогресс» изготавливались ракеты-носители, близкие по
классу, но отличающиеся друг от друга по некоторым кон-
структивным и схемным элементам ракетных блоков, дви-
гателей, систем управления и т. д. Назрела необходимость
унификации изделия при одновременном повышении его
основных энергетических характеристик.
Постановлением правительства разработать такую раке-
ту-носитель было поручено ЦСКБ. В конце 1960-х гг. начались
работы над проектом нового унифицированного варианта но-
сителя «Союз» - 11А511У.
ЦСКБ для НТ СКБ «Полисвит» было разработано тех-
ническое задание на создание системы управления раке-
ты 11А511У. Система управления для PH 11А511У была пер-
вой самостоятельной разработкой этих двух предприятий.
Активное участие в разработке ТЗ принимали М.В.Соловьева,
Г.Н.Садиков, В.Ф.Пластинин, А.И.Лошкарев, О.А.Рогожин.
Общая идеология построения PH 11А511У и системы
управления для нее базировалась на предыдущих модифи-
кациях 8К74, 8А92,11А57, 8К78, однако практически во всех
приборах СУ была применена более современная элементная
база с меньшими габаритно-массовыми характеристиками и
улучшенными эксплуатационными характеристиками.
Новыми элементами логики СУ, заданными в ТЗ, были:
-	изменение циклограммы запуска двигателей ракеты;
-	разработка аппаратуры.автомата стабилизации и систе-
мы регулирования кажущейся скорости.с исключением руч-
ных регулировок и повышением точностных характеристик
автомата стабилизации;
-	сопряжение с САС и другими бортовыми системами ко-
раблей «Союз» и «Прогресс»;
-	замена механических преобразователей на статические
с исключением ручных регулировок;
-	реализация автоматического формирования команды
«Отбой» при возникновении на борту PH аварийных ситуаций,
а также обеспечение возможности выдачи оператором коман-
ды «Отбой» вручную с прекращением пусковых операций;
-	реализация конструктивных и технологических меро-
приятий, исключающих возможность несанкционированных
воздействий;
-	обеспечение надежности управления PH, повышающей
безопасность полета человека.
Согласование ТЗ проводилось с НПЦ АП им. НАПилюгина
и НТ СКБ «Полисвит». В процессе согласования возникало
очень много вопросов и замечаний, которые решались на месте
с корректировкой требований. Все основные и принципиальные
требования ТЗ были выполнены. В дальнейшем при разработ-
ке, изготовлении, отработке СУ специалисты ЦСКБ были посто-
янными участниками работ на стендах НТ СКБ «Полисвит».
238
Глава 7
Пуск PH 11А511У-ПВБ с пилотируемой полезной нагрузкой
В процессе эксплуатации PH 11А511У
в целях повышения надежности, улучшения
точностных характеристик, устранения выяв-
ленных замечаний (недостатков) постоянно
проводилась модернизация СУ:
-	модернизация автомата стабилизации;
внедрен однокаскадный автомат стабили-
зации, позволяющий исключить колебания
ракеты в полете и необходимость использо-
вания сменных заглушек для вариантности
полетных заданий;
-	разработка новых программ управле-
ния, позволяющих значительно увеличить
массу полезного груза.
В 1982 г. было несколько аварийных
пусков PH 11А511У с площадки 31 космо-
дрома Байконур из-за незакрытия в по-
лете защитной крышки разъемов Ш140А,
Ш140Б центрального блока (разъем связи
СУ PH с наземным оборудованием СУ).
В результате анализа причин незакрытия
крышки было выявлено, что на площад-
ке 31 космодрома Байконур монтаж на-
земной пневмотрубки с двухштуцерной
бортовой колодкой проведен не в соответ-
ствии с требованиями конструкторской документации. Эта
трубка была закреплена на корзине наземного ловителя
разъемов Ш140А, Ш140Б, и при старте PH происходил
разворот корзины и деформация защитной крышки разъ-
емов БКС Ш140А, Ш140Б. В результате защитная крышка
не закрывалась, и при воздействии пламени обугливалась
гетинаксовая пластина разъемов, замыкались электриче-
ские контакты и выдавалась ложная команда на отключе-
ние бортового питания СУ и, как следствие, выдавалась
команда аварийного выключения двигателя.
Крепление трубки было изменено. В разъемах Ш140
центрального и боковых блоков проведена замена гети-
наксовых пластин на фторопластовые. Проведена отсечка
потенциальных электрических цепей БКС разъемов связи
НКС-БКС после старта ракеты. Аварии по данной причине
прекратились.
При пуске PH 11А511У в июне 1990 г. была зафикси-
рована нештатная работа системы управления, приведшая
к аварии PH. Комиссия установила, что при разработке СУ не
было учтено возникновение в цепях электропневмоклапанов
импульса противо-ЭДС при снятии напряжения с ЭПК. Систе-
ма управления была доработана введением в цепи включения
бортовых ЭПК блоков искрогашения.
По решению Генеральных заказчиков силами специали-
стов ЦСКБ и НТ СКБ «Полисвит» с привлечением специали-
стов головных институтов ЦНИИмаш, НИИ-4 был проведен
анализ надежности СУ в части выявления участков схем, по-
явление в которых неисправности типа «ложное замыкание»
может привести к нештатной работе СУ и аварийному исходу
полета PH. По результатам анализа СУ были проведены ра-
боты:
-	доработка по задействованию цепей подготовки запуска
программных токораспределителей;
-	включение пиросредств непосредственно перед штат-
ным исполнением;
-	увеличение количества коммутационных элементов,
включаемых по принципу «двухполярной» коммутации вме-
сто одной.
Однако полностью обеспечить защиту СУ от данной не-
исправности технически не представлялось возможным,
и в ряде участков были внедрены технологические и кон-
струкционные мероприятия:
-	разнесение потенциальных цепей;
-	дополнительная изоляция открытого монтажа.
Эти допущения были утверждены Генеральными заказчи-
ками, и с учетом внедренных мероприятий СУ в составе раке-
ты 11А511У была допущена к дальнейшей эксплуатации, а сама
ракета получила индекс 11А511У-ПВБ (пожаровзрывобезопас-
ная). Большой вклад в эти работы внесли А.М.Солдатенков,
Г.Е.Фомин, М.В.Соловьева, В.Ф.Пластинин, В.Г.Седякин,
Т.Н.Сенкевич.
Работы по модернизации и совершенствованию системы
управления PH типа 11А511У ведутся до настоящего времени.
В начале 2000-х гг. остро встал вопрос о необходимо-
сти модернизации приборов системы управления на ракетах
11А511У-ПВБ, 11А511У-ФГ, связанной с заменой электро-
радиоизделий, применяемых в приборах, в связи со снятием
их с производства.
По этой причине и с целью улучшения точностных и
эксплуатационных характеристик была проведена замена
автомата управления выключением двигателей электро-
литического типа на цифровую систему АУВДЦ. Летно-кон-
структорские испытания системы АУВДЦ в телеметрическом
варианте были проведены на шести ракетах 11А511У-ПВБ, за-
тем отработка системы АУВДЦ в штатном варианте была про-
ведена на пяти ракетах 11А511У-ПВБ. После положительных
239
АО «РКЦ «Прогресс»
результатов на всех этапах отработки система АУВДЦ в мае
2014 г. была установлена и на ракетах 11А511У-ФГ.
В 2012 г. на ЗАО АК «Свема» (г. Шостка) было прекра-
щено изготовление кодированных фотолент, используемых
в генераторах программных импульсов системы управления
PH 11А511У-ПВБ и 11А511У-ФГ. Предприятием НТ СКБ «По-
лисвит» (г. Харьков) проведена разработка электронных ге-
нераторов программных импульсов. Разработанные приборы
ЭГПИ не содержат кодированных лент, электродвигателей,
муфт и фотодиодов и позволяют многократно вводить в па-
мять полетные программы, т. е. проводить перепрограмми-
рование.
Приборы ЭГПИ прошли отработку в телеметрическом
варианте на трех ракетах 11А511У-ПВБ и на двух ракетах
11А511У-ПВБ в штатном варианте. По результатам испытаний
анализ телеметрической информации, анализ отклонения ре-
ализованных программ тангажа и скорости от расчетных по-
зволил сделать вывод, что PH с приборами ЭГПИ выполнила
требование по точности выведения.
В декабре 2015 г. первые ракеты 11А511У-ФГ были уком-
плектованы приборами ЭГПИ. Эксплуатация PH в течение
более 40 лет подтвердила необходимость проведенных дора-
боток и модернизаций, а также высокую надежность системы
управления.
Первая цифровая СУ PH «Союз-2»
В начале 1990-х гг. остро возникла необходимость произ-
водства PH и их систем управления на отечественных пред-
приятиях. Кроме того, запуск ряда полезных нагрузок нужно
было перенести с космодрома Байконур на отечественный
космодром Плесецк. Из-за расположения космодрома Пле-
сецк на более высоких широтах, чем космодром Байконур,
энергетики существующего носителя «Союз» не хватило бы
для перевода всех полезных нагрузок на космодром Плесецк.
Таким образом, появилась настоятельная необходимость
кардинальной модернизации ракет-носителей типа «Союз».
Модернизированный носитель получил наименование
«Союз-2».
Основными мотивами разработки PH «Союз-2» и соот-
ветствующей модернизации СУ PH в 1991-1992 гг. были:
-	дальнейшее повышение энергетических возможностей
ракет-носителей среднего класса и расширение диапазона их
применения для различного типа полезных нагрузок;
-	построение системы управления на базе вычислитель-
ной техники с использованием принципа мажоритирования;
-	изготовление системы управления на российских пред-
приятиях;
-	унификация конструкции блоков PH;
-	повышение надежности доставки полезных нагрузок на
орбиты выведения;
-	улучшение условий эксплуатации и повышение эколо-
гичности запусков изделий РКТ.
Реализация данных намерений потребовала проведения
в ЦСКБ глубокого анализа и обоснования пределов грузо-
подъемности разрабатываемого носителя, обоснования
уровня точности формирования вектора кинематических па-
раметров в точке выведения полезного груза и точности ор-
биты выведения. В это же время существовала большая по-
требность в увеличении габаритов зоны полезного груза, что
привело к необходимости разработки головного обтекателя
большого диаметра. Все более актуальными становились во-
просы сокращения размеров районов падения отделяющихся
частей PH и уменьшения остатков компонентов топлива в ба-
ках отделившихся блоков.
Выход на предельные возможности по массе полезно-
го груза в сочетании со значительной аэродинамической
неустойчивостью, обусловленной применением головного
обтекателя большого диаметра, потребовал существенного
изменения технологии подготовки PH к запуску. В частности,
определилась необходимость оперативного введения на борт
PH специально сформированного полетного задания. Объем
и содержание полетного задания должны были позволить
наиболее точно учесть все особенности данного запуска,
конкретные массовые характеристики ракеты космического
назначения в данном пуске, а также учесть реальные харак-
теристики окружающей среды (температуру, ветер на старте
и на высоте по траектории), что, безусловно, расширяло воз-
можности применения PH.
Изначально планировалось в качестве разработчика си-
стемы управления на новую ракету привлечь традиционного
на то время разработчика СУ - НПЦ АП им. Н.А.Пилюгина. Но
предложенная этой организацией цифровая система управ-
ления не удовлетворяла требуемым габаритно-массовым ха-
рактеристикам.
Генеральный конструктор ЦСКБ Дмитрий Ильич Коз-
лов в составе одной из комиссий посетил НПО автоматики
PH «Союз-2» на стартовом комплексе
космодрома Плесецк
240
Глава 7
в г. Екатеринбург. По возвращении он провел большое со-
вещание, на котором отметил готовность этого предприятия
в тяжелое для страны время обеспечить проведение новых
разработок СУ и их производство, большой положительный
опыт в разработках СУ на базе передовых цифровых систем.
На этом совещании было принято решение проработать воз-
можность разработки СУ для новой PH «Союз-2» предпри-
ятием НПОА.
Через некоторое время в ЦСКБ прибыла команда спе-
циалистов НПОА, возглавляемая заместителем директора
Л.Н.Бельским, для проработки требований к СУ новой ракеты.
В результате обсуждений Дмитрий Ильич принял однознач-
ное решение: работать с НПО автоматики. В ЦСКБ началась
работа по проработке требований к СУ разрабатываемой PH.
В 1993 г. для НПОА было подготовлено ТЗ, где предъяв-
лялись требования к разрабатываемой СУ для PH «Союз-2»:
-	требования по точности выведения КА;
-	требования по взаимодействию с системами PH и на-
земными системами СК;
-	требования по управлению полетом на различных участ-
ках выведения;
-	требования по выдаче команд на исполнительные
органы PH (пиросредства, ЭПК, приводы, рулевые маши-
ны и т. д.);
-	требования по синхронизации расхода топлива;
-	требования по выполнению циклограммы запуска дви-
гателей;
-	требования, предъявляемые средствами разделения;
-	требования к логике работы СУ при возникновении не-
штатных и аварийных ситуаций.
Проведенный специалистами ЦСКБ глубокий анализ су-
ществующих принципов построения СУ, отечественных и
общемировых тенденций развития космической отрасли,
требований, предъявляемых заказчиками к средствам выве-
дения космических аппаратов, позволил сформировать ряд
дополнительных требований к системе управления.
В техническое задание на разработку СУ PH «Союз-2»
было введено требование о проведении разработки СУ на
базе современных цифровых технологий, что позволило раз-
работать систему управления на современной элементной
базе, повысить ее производительность, быстродействие, ин-
формативность.
Важнейшим требованием, предъявленным ЦСКБ к НПОА,
явилось существенное повышение точности выведения
полезных нагрузок по сравнению с ракетой-прототипом
11А511У, достигнутое применением высокоточного комплек-
са командных приборов, бортовой цифровой вычислитель-
ной системы и аппаратуры спутниковой навигации.
В целях обеспечения независимости от иностранных по-
ставщиков ЦСКБ в ТЗ на СУ введено требование о проведе-
нии разработки с использованием отечественной элементной
базы.
Система управления ракеты-прототипа 11А511У состоит
из двух независимых подсистем: системы управления бло-
ков первой и второй ступеней и система управления блока
третьей ступени. При данной схеме построения ряд приборов
дублируют друг друга, либо выполняет идентичные функции.
Для НПОА было сформулировано требование о разработке
СУ по принципу единой интегрированной системы для всех
блоков PH с размещением цифрового вычислительного ядра
системы на блоке третьей ступени, что позволяет оптимизи-
ровать структуру, логику построения системы, ее приборный
состав.
В техническом задании на СУ для НПОА были заданы эта-
пы разработки и создания СУ PH:
-	1-й этап - разработка и создание СУ PH с установлен-
ным на блоке III двигателем 11Д55, использующимся на
PH 11А511 У; данная ракета получила наименование «Союз-2»
этапа 1а («Союз-2-1 а»);
-	2-й этап - разработка и создание СУ PH с установлен-
ным на блоке III двигателем новой разработки 14Д23 с улуч-
шенными энергетическими характеристиками; данная ракета
получила наименование «Союз-2» этапа 16 («Союз-2-1 б»).
Разработка ракет с различными энергетическими ха-
рактеристиками позволяет осуществлять запуск широкого
спектра полезных нагрузок с максимальной экономической
эффективностью.
Безусловно, одним из главных определяющих факторов,
потребовавшим введения дополнительных требований, была
разработка специалистами ЦСКБ головного обтекателя боль-
шого диаметра (4,11 м) и с существенно увеличенной дли-
ной (до 11,4 м), позволившая существенно расширить спектр
выводимых полезных нагрузок. Использование данного типа
головного обтекателя увеличивает нагрузки на конструкцию
PH, особенно на начальном участке полета PH в зоне макси-
мальных скоростных напоров. С целью снижения силовых
нагрузок были введены требования по ограничению угла ата-
ки (не более 3° в каналах тангажа и рыскания) при полете
в зоне максимальных скоростных напоров, по необходимости
учета систематической составляющей ветра и ограничений на
модуль и градиент случайной составляющей ветра. В свою
очередь, учет влияния ветра на параметры траектории и не-
обходимость учета ограничений на расположение и размеры
возможных районов падения отделяющихся частей PH пре-
допределили необходимость разработки программ управле-
ния и для канала рыскания в целях расширения возможности
применения PH.
Кроме того, для упрощения технологии и повышения
уровня безопасности подготовки ракеты на стартовом ком-
плексе ЦСКБ было принято решение о том, что СУ должна
обеспечивать запуск ракеты со стартового комплекса без
разворота стартовой системы в азимут полета. Соответ-
ствующее требование было задано в ТЗ на разработку СУ.
В соответствии с указанным требованием СУ на участке с 5
до 23 секунду полета обеспечивает разворот РКН в плоскости
крена на угол (в диапазоне ±180°), необходимый для пово-
рота первой плоскости стабилизации из положения приема
в СК в плоскость азимута полета.
С учетом отмеченных дополнительных требований задача
управления процессом полета РКН перешла в класс терми-
нальных с обеспечением повышенных требований к точностям
параметров орбит выведения. Для реализации этого, соответ-
ственно, потребовалась интеграция системы управления дви-
жением с системой управления расходованием топлива.
В результате специалистами ЦСКБ было принято реше-
ние о необходимости введения в состав алгоритмов системы
241
АО «РКЦ «Прогресс»
Табл. 1
Сравнительные характеристики СУ PH «Союз» и PH «Союз-2»
Требования ТТЗ	Тип СУ	
	Аналоговая СУ	Цифровая СУ
Наклонение, угл.мин.	±3,5°	±2°
Высота апогея (Нтах), км	±42	±3,5
Высота перигея (Hmin), км	+7/-22	±2
Период, с	±22	±2,5
Масса, кг	863	578
Приборы	618	626
БКС	1481	1204
Надежность	0,997	0,9973
управления расходованием топлива подсистемы прогноза
момента времени окончания компонентов топлива, при этом
на СУ должна быть возложена дополнительная функция по
организации резервного канала выключения двигателя в ава-
рийной ситуации, обусловленной преждевременным окон-
чанием компонентов топлива. Указанные требования также
нашли отражения в ТЗ на СУ.
Одним из основных проблемных вопросов, возникших
в процессе разработки СУ PH «Союз-2», был выбор комплекса
командных приборов. В это время на территории России было
несколько предприятий, занимающихся разработкой и изготов-
лением гироприборов, но не все их характеристики удовлетворя-
ли требованиям ракетно-космической техники. По результатам
анализа технических предлагаемых образцов принято решение
об использовании в составе СУ PH «Союз-2» комплекса команд-
ных приборов разработки НПО электромеханики (г. Миасс).
В итоге следует отметить, что реализация НПОАСУ с тре-
бованиями, предъявленными в ТЗ на разработку СУ PH
«Союз-2», позволила создать средство выведения для полез-
ных нагрузок с диапазоном масс от 3000 до 11000 кг при ис-
пользовании головных обтекателей диаметром от 3 до 4,11 м
и длиной от 6 до 12 м.
СУ разработана с использованием комплектующих рос-
сийского производства на базе современного вычислитель-
ного комплекса и позволяет решать задачи:
-	выведения КА с заданной точностью и надежностью;
для гарантированного выполнения требований по точности
выведения в состав СУ включена аппаратура спутниковой на-
вигации;
-	выдачи команд на отделение сбрасываемых частей РКН
исходя из условия попадания этих частей в заданные районы
падения с использованием метода терминального управления;
-	прицеливания РКН с ис-
пользованием автономных ме-
тодов без разворота стартового
стола;
-	выработки начальных усло-
вий для полета с заданной точно-
стью при заданных условиях;
-	управления двигателями и
элементами ПГС в соответствии
с циклограммами;
-	управления движением
центра масс РКН и стабилизации
пространственного положения
РКН на участке полета;
-	автоматических режимов
проверки СУ и автоматической
предстартовой подготовки и пу-
ска с автоматической остановкой
циклограммы при отказе одного
из элементов СУ и выдачи инфор-
мации о причине остановки.
В августе 2004 г. первая ра-
кета «Союз 2-1 а» была изготов-
лена, и в сентябре начались ее
испытания на КИС завода «Про-
гресс». Испытания шли трудно.
На этой ракете появилась не только принципиально новая
цифровая СУ, но и были приняты новые подходы к испыта-
ниям ракеты, основанные на их автоматизации. Это, в свою
очередь, потребовало очень точного задания всех допу-
стимых пределов отклонений, знания особенностей про-
граммно-математического обеспечения каждого режима
испытаний. Накладывался и человеческий фактор: впервые
испытатели Центра «ЦСКБ-Прогресс» тесно взаимодейство-
вали с испытателями НПОА, которые имели свои традиции,
свою школу. В результате на первом этапе были большие
потери времени из-за частого автоматического прекраще-
ния испытаний при малейшей неточности в задании допу-
стимых пределов изменений параметров.
Такие ошибки быстро находились, однако их устранение
требовало доработки программно-математического обе-
спечения, его повторной отработки и повторения каждого
режима заново. По результатам заводских испытаний логи-
ка автоматического прекращения испытаний была в значи-
тельной степени упрощена, и 6 октября 2004 г. первая ракета
«Союз 2-1 а» была отправлена на космодром Плесецк.
Первый пуск новой ракеты «Союз-2-1 а» состоялся в ноя-
бре 2004 г. с космодрома Плесецк. При испытаниях наТК и СК
потребовалось уточнение ПМО для ряда проверочных режи-
мов, а также решение вопросов сопряжения с системами PH и
стартового комплекса. Пуск дважды переносился, что потре-
бовало от расчета подготовки PH во главе с В.А.Капитоновым
напряженной, практически круглосуточной работы. Бла-
годаря личному участию руководителей А.Н.Кирилина,
И.Л.Шитарева, Л.Н.Шалимова все необходимые доработки,
в т. ч. доставка материальной части для замены, были выпол-
нены оперативно. После устранения всех замечаний 8 ноября
2004 г. успешно прошел первый запуск PH «Союз-2-1 а».
242
Глава 7
Благодаря успешному пуску первой ракеты
«Союз-2-1 а», уже на второй ракете был запланирован за-
пуск европейского метеорологического аппарата «Метоп».
Он должен был состояться 17 июля 2006 г. Именно для за-
пуска этого аппарата впервые использовался новый обте-
катель диаметром 4,11 м. Испытания на ТК и первый день
испытаний на СК прошли успешно. Замечаний по системе
управления не было.
При проведении подготовки PH к пуску на стартовом
комплексе 17 июля 2006 г. произошла автоматическая от-
мена режима предпусковой подготовки. Проведенный ана-
лиз показал, что причиной прекращения предпусковой под-
готовки явилось несоответствие вычисленного комплексом
командных приборов реального азимута положения ракеты
на старте требуемому контрольному значению, заложенному
в ПМО. Особенность СУ PH «Союз-2» требует точного зада-
ния положения ракеты при старте. Оказалось, что для данной
PH «Союз-2-1 а» № 2 положение и требуемый азимут были
заданы от разных точек отсчета, поэтому 17 июля система
управления автоматически остановила запуск, обнаружив эту
ошибку. Ошибка была исправлена, и пуск был перенесен на
следующий день.
Но и на следующий день пуск вновь был автоматически
остановлен. Теперь причиной остановки было влияние про-
цесса кипения кислорода в баках на проведение проверки
систем контроля расхода топлива. Обычно эта проверка
делается на незаправленном изделии при неподвижном
положении датчиков расхода. При проведении проверки
на заправленном изделии указанные датчики приводились
в движение вследствие процессов кипения жидкого кисло-
рода, что было воспринято СУ как неисправность. Идеоло-
гия проверки была уточнена, запуск был вновь перенесен
на сутки.
При третьей попытке практически все проверки прошли
без замечаний, тем не менее запуск был вновь автоматиче-
ски остановлен за несколько минут до команды «Пуск» из-за
ложного сигнала о неготовности телеметрической системы.
При запуске PH типа «Союз» допускается возмож-
ность его проведения в случае отказа телеметрии, в то
же время, в соответствии с эксплуатационной документа-
цией, четыре попытки запуска заправленного изделия не
предусматривались, поэтому на внеочередном заседании
Госкомиссии после долгих споров было принято решение
пуск отменить, ракету отправить на завод для переборки.
Все работы по переборке ракеты были проведены практи-
чески за месяц (вместо шести по штатному циклу).
Новые испытания PH на стартовом комплексе проводи-
лись с 14 по 19 октября 2006 г. Несмотря на то, что подго-
товка ракеты-носителя на ТК была проведена успешно, на СК
запуск был осуществлен только с третьей попытки. В первый
день не произошел предстартовый наддув всех баков ракеты
из-за того, что один из элементов наземного оборудования,
который используется для запусков как PH «Союз-2», так и
PH «Союз», находился не в исходном состоянии.
18 октября 2006 г. пуск был перенесен из-за плохих мете-
оусловий (по расчетам СУ не сможет обеспечить стабилиза-
цию ракеты из-за сильного ветра на высоте 11 км). И только
19 октября 2006 г. был проведен успешный запуск.
В декабре 2006 г. на космодроме Байконур были прове-
дены работы по подготовке к пуску первой PH «Союз-2-1 б».
27 декабря 2006 г. проведен успешный запуск данной ракеты
с европейским космическим аппаратом «Коро».
На 1 ноября 2016 г. произведено более 50 пусков PH
«Союз-2». Ни одного отказа в полете по вине СУ не было.
Следует отметить, что разработка и создание высо-
конадежной, отвечающей всем предъявляемым требова-
ниям СУ оказалась возможной только благодаря тесно-
му конструктивному сотрудничеству всех участвующих
в решении данной задачи предприятий, в первую очередь
ЦСКБ и НПОА. Тесное взаимодействие таких специалистов
данных предприятий, как В.А.Капитонов, С.А.Панкратов,
Л.Н.Бельский, В.П.Волков, В.М.Кутовой, позволило совер-
шенствовать технические решения по СУ PH на всех эта-
пах разработки, изготовления и эксплуатации: от выдачи
проектных документов до летных испытаний. В процессе
создания и эксплуатации СУ PH неоднократно возникали
вопросы, решать которые приходилось совместно пред-
ставителям ЦСКБ и НПОА.
Так на этапе разработки СУ было выявлено, что мас-
са аппаратуры в первоначальном конструктивном испол-
нении приборов и схемы прокладки бортовой кабельной
сети превышает требования ТЗ. По результатам работы ко-
миссии специалистов ЦСКБ и НПОА был проведен анализ
конструктивных решений, позволивший снизить массу за
счет снижения массы ряда приборов СУ вследствие кон-
структивных доработок и снижения массы БКС вследствие
перекомпоновки аппаратуры в отсеках PH и оптимизации
длин кабельных трасс.
В процессе эксплуатации PH «Союз-2» также неодно-
кратно возникали замечания по реализованной техноло-
гии испытаний СУ PH и осуществления запуска PH. Основ-
ным «камнем преткновения» стала реализованная НПОА
технология автоматической предпусковой подготовки
длительностью 3,5 ч. Данная технология включала про-
ведение в автоматическом цикле режима предпусковой
подготовки, включающего в себя проверки бортовой ап-
паратуры, тарировки параметров ККП, проведение пред-
пусковых операций, операций по запуску двигателей и
пуск PH. Автоматическое проведение предпусковой под-
готовки, с одной стороны, упрощает технологию проведе-
ния запуска, исключает возможность ошибки оператора,
с другой стороны, реализованная циклограмма работы
не обеспечивала возможность парирования нештатных
ситуаций. По результатам тщательных проработок, про-
веденных специалистами ЦСКБ совместно с НПОА, были
реализованы следующие доработки циклограммы пред-
пусковой подготовки:
-	автоматический цикл предпусковой подготовки сокра-
щен с 3,5 до 1,5 ч с выделением задачи проверки бортовых
приборов СУ в отдельный режим;
-	проведены работы по выявлению и уменьшению крити-
ческих ситуаций, приводящих к автоматической отмене пред-
пусковой подготовки;
-	реализована возможность задержки пуска до 33 мин
в случае возникновения нештатных ситуаций, не связанных
с СУ PH;
243
АО «РКЦ «Прогресс»
-	реализованы алгоритмы работы СУ, позволяющие па-
рировать нештатные ситуации, связанные с нерасчетными
временами прохождения команд (или отсутствием необхо-
димых команд) от смежных систем стартового комплекса).
Специалистами ЦСКБ совместно с сотрудниками НПОА
постоянно ведутся работы по модернизации системы управ-
ления PH «Союз-2».
PH «Союз-СТ» во Французской Гвиане
При переходе к пускам PH типа «Союз-2» с космодрома
во Французской Гвиане СУ PH было необходимо доработать.
Эти доработки были связаны с жесткими требованиями
французского законодательства по обеспечению требований
безопасности и экологии, а также с особенностями тропиче-
ского климата и необходимостью морской транспортировки
ракеты из России во Французскую Гвиану.
Если особенности тропического климата и морского
транспортирования потребовали только до-
полнительных расчетов и экспериментально-
го подтверждения работоспособности при-
боров СУ, то по требованиям безопасности
и экологии были приняты конструктивные
мероприятия. При пусках с российских кос-
модромов СУ автономно определяет недопу-
стимые отклонения от расчетной траектории
и формирует команду на аварийное выклю-
чение двигателей. По французскому законо-
дательству требуется обязательный контроль
траектории службой безопасности с помо-
щью наземных радаров и подачи на борт PH
с земли команды на аварийное прекращение
полета. Для выполнения этого требования на
борт ракеты была установлена автономная
европейская система безопасности, разрабо-
танная ЕКА, которая имела радарные ответ-
чики, приемники телекоманд и блок логики,
обеспечивающий формирование команды
АВД и ее передачу в СУ ракеты. Для исключе-
ния возможности попадания элементов раке-
ты в случае аварийного прекращения полета
в населенные пункты Французской Гвианы
введен критерий безопасности по скорости
и направлению ветра в сторону населенных
пунктов, что потребовало от специалистов
ЦСКБ дополнительных расчетов по вероят-
ности отказа на 50-90 с полета по аэроди-
намическим характеристикам элементов воз-
можного разрушения.
С точки зрения экологии французы тре-
бовали максимального опорожнения баков
до их падения в океан. Поэтому были введены
дополнительные элементы вскрытия баков и,
соответственно, выработки дополнительных
команд от системы управления.
На 1 ноября 2016 г. проведено 15 успеш-
ных запусков с космодрома во Французской
Гвиане.
Создание СУ новой PH «Союз 2-1 в» легкого
класса
В 2010 г. начата разработка ракеты легкого клас-
са на базе ракеты «Союз-2», которая получила индекс
«Союз-2-1 в». СУ для этой ракеты также создавалась НПОА
на базе СУ «Союз-2». Существенные доработки СУ ракеты
«Союз-2-1 в» по сравнению с СУ ракеты «Союз-2» были
вызваны, во-первых, необходимостью управления на пер-
вой ступени двумя независимыми двигателями: марше-
вым 14Д15 (НК-33) и рулевым 14Д24; во-вторых, впервые
в составе PH типа «Союз» была реализована в составе
основной СУ система аварийной защиты маршевого дви-
гателя первой ступени. Впервые для PH семейства «Союз»
на блоке первой ступени в качестве окислителя был при-
менен переохлажденный кислород (обусловлено требо-
ванием двигателя 14Д15), что привело к необходимости
разработки новой подсистемы СУ - системы поддержания
Первый запуск PH «Союз-2-1 в» с космодрома Плесецк
244
Глава 7
избыточного давления. Бортовая цифровая вычислитель-
ная системы «Малахит-3» была заменена на более про-
изводительную малогабаритную БЦВС «Малахит-7» и,
соответственно, было разработано новое программно-ма-
тематическое обеспечение.
Такие изменения СУ потребовали большого объема на-
земной экспериментальной отработки на цифровых моде-
лирующих комплексах, на стенде в НПОА и в составе PH
«Союз-2-1 в» на огневом стенде в НИЦ РКП.
В работе по созданию СУ PH «Союз-2-1 в» необ-
ходимо отметить существенный вклад сотрудников
ЦСКБ А.В.Смородина, А.И.Шепелева, М.В.Изюмова,
О.Я.Астунина. В кратчайшие сроки были разработаны тех-
нические задания для НПОА (на этапе эскизного проекта,
рабочей документации), ИД, эксплуатационная докумен-
тация по электрическим проверкам СУ на ТК и СК, пуску
PH «Союза-2-1 в».
Испытания PH в эксплуатирующей организации проходи-
ли по ТЗ разработки ЦСКБ в два этапа:
-	«сухой вывоз»;
-	штатная подготовка и пуск.
На этапе «сухого вывоза» проводился полный объем
испытаний без заправки PH компонентами топлива. Ра-
боты проводились в августе-сентябре 2012 г. Основные
трудности возникли при отработке сопряжения наземной
аппаратуры системы управления и автоматизированной
системы управления технологическим оборудованием
стартового комплекса, которая управляет подачей сжатых
газов на борт PH.
Следующий этап был проведен через год - в конце
2013 г. Были внедрены и отработаны все технические ре-
шения, принятые на этапе «сухого вывоза», которые по-
казали свою целесообразность. Для гарантированного
проведения пуска была также проведена технологическая
предпусковая подготовка и тренировка заправки и слива
PH компонентами топлива.
Первая попытка пуска закончилась отменой автома-
тического цикла предпусковой подготовки. Причиной
отмены стало неоткрытие разделительного клапана окис-
лителя маршевого двигателя блока первой ступени за
установленное время. После этого в кратчайшие сроки
было откорректировано ПМО НАСУ в части увеличения
времени подачи напряжения на клапан управляющего
давления.
Первый пуск PH «Союз-2-1 в» был успешно произведен
28 декабря 2013 г. в 15 ч 30 мин московского декретного вре-
мени. Второй пуск также был успешен и состоялся 5 декабря
2015 г.
Первый запуск с космодрома Восточный
С 2012 г. начались работы по обеспечению запусков ракет
типа «Союз-2» с вновь созданного космодрома Восточный.
Изначально для всех модификаций PH «Союз-2» пла-
нировалось использовать унифицированную бортовую
аппаратуру системы управления с учетом ее поэтапной
модернизации, а также модернизации наземного ком-
плекса СУ; кроме того, необходимо было решать вопросы
сопряжения СУ с вновь примененными системами как на
ракете-носителе, так и на техническом и стартовом ком-
плексах.
Уже на первой ракете в составе СУ была исполь-
зована новая БЦВС «Малахит-7», применена бортовая
кабельная сеть с облегченной внешней экранирующей
оболочкой, что позволило увеличить быстродействие и
снизить массу бортовой аппаратуры системы управления
и кабельной сети. Впервые на ракете были использованы
новые никель-кадмиевые батареи для электропитания
БАСУ. Это улучшило эксплуатационные характеристики
системы и позволило отказаться от строительства заряд-
ной станции.
На техническом комплексе была установлена более
надежная система управления технического комплекса
с новой элементной базой, которая до настоящего време-
ни на российских космодромах не использовалась (при-
менялась только в Гвианском космическом центре).
На ракете-носителе впервые была установлена высо-
коскоростная абонентская аппаратура ретрансляции теле-
метрического сигнала через спутник-ретранслятор типа
«Луч»; на техническом комплексе была применена новая
автоматизированная система подготовки двигательных
установок. Также на техническом и стартовом комплексах
впервые использовалась автоматизированная система
управления предпусковой подготовкой. Все это потребо-
вало введения дополнительных команд от СУ, разработки
новых проверочных режимов, при этом имеющиеся режи-
мы подготовки ракеты-носителя на техническом и старто-
вом комплексах были оптимизированы.
Для реализации поставленных задач с учетом со-
временных требований специалистами ЦСКБ были раз-
работаны для НПОА отдельные технические задания на
БАСУ PH «Союз-2» этапов 1а, 16,1 в, НАСУ для стартового
комплекса и системы управления технического комплек-
са; также был переработан весь объем ранее созданной
конструкторской, эксплуатационной документации и ис-
ходных данных. Все проблемные вопросы, касающиеся
как создания и отработки, так и эксплуатации системы
управления на космодроме, оперативно решались бла-
годаря конструктивному взаимодействию специалистов
ЦСКБ с сотрудниками НПОА, РКС, КБ «Мотор», НИИ СК и
других участвующих в работе предприятий. В июле 2015 г.
первая ракета была отправлена на космодром Восточный.
Подготовка к первому пуску PH «Союз-2» с нового
космодрома проводилась в три этапа. Первоначально был
осуществлен «сухой вывоз» PH на стартовый комплекс
с полной перепроверкой всех систем PH и СК, кроме за-
правочного оборудования, и возврат PH на ТК.
На втором этапе PH была вывезена на СК, все проверки
были повторены и была осуществлена заправка PH всеми
компонентами топлива. После получения положительных
результатов заправки Госкомиссия дала разрешение на за-
пуск. Однако автоматический цикл предстартовой подго-
товки 27 апреля 2016 г. был прерван СУ из-за неполучения
квитанции о прохождении команды на открытие раздели-
тельного клапана в бортовой магистрали горючего блока
третьей ступени PH.
245
АО «РКЦ «Прогресс»
Отправка первой PH на космодром Восточный
Руководство АО «РКЦ «Прогресс» на космодроме
Восточный после удачного запуска
Оперативным анализом было установлено, что команда на
открытие клапана была выдана, а квитанция о ее прохождении
не была получена из-за дефекта наземного кабеля. Кабель был
заменен, и со второй попытки 28 апреля 2016 г. был проведен
первый успешный запуск PH «Союз-2-1 а» с космодрома Восточ-
ный. СУ в полете функционировала без замечаний.
PH на стартовом комплексе космодрома Восточный
246
Глава 7
Л.Н.Шалимо^ ЛЯ.Ъ&льскмй,
С.П.ЛшпГчшшюо. 'В.М.К^/по^ой,
M.i4.Mlapaco£
АО «НПО автоматики»
Особенности систем управления ракет
космического назначения
С 1960-х гг. широкое применение в мировой практике
космических пусков получили модификации ракеты косми-
ческого назначения типа Р-7: «Спутник», «Восток», «Восход»,
«Молния», «Союз», «Союз-М», «Союз-У», «Союз-ФГ».
В начале 1990-х гг. назрела необходимость глубокой мо-
дернизации данного носителя для перевода в средний класс
повышенной грузоподъемности, включая использование
надкалиберной КГЧ с диаметром 4,11 м для расширения со-
вместимости новых крупногабаритных полезных нагрузок
с ракетой-носителем. Повышение энергетических
возможностей носителя было достигнуто за счет
внедрения усовершенствованных форсуночных го-
ловок двигателей первой и второй ступеней, а также
введения второго варианта третьей ступени (вар. 16)
на основе нового двигателя 14Д23 с повышенными
удельными характеристиками. Кроме того, для обе-
спечения требуемых параметров солнечно-синхрон-
ных, высоких круговых, геопереходных и геостаци-
онарных орбит, а также для реализации кластерных
запусков нескольких КА необходимым явилась за-
мена довыводящей ступени PH «Молния» на много-
функциональный разгонный блок типа «Фрегат» и
блок выведения «Волга» со свойствами повторных
запусков маршевого двигателя в полете и повышен-
ными энергетическими характеристиками. Результа-
том указанной модернизации явилось создание двух
модификаций PH «Союз-2» вариантов 1а и 16.
Тенденции перехода производителей на созда-
ние космических аппаратов с уменьшенными массо-
габаритными характеристиками диктовали необхо-
димость использования для их запуска достаточно
дешевых РКН легкого класса. Результатом этого
явилось создание третьей модификации - двух-
ступенчатой PH «Союз-2» варианта 1в с построе-
нием первой ступени на основе двигателей НК-ЗЗА
и 14Д24, а второй ступени - на основе двигателя
14Д23 с использованием в качестве довыводящей
ступени БВ «Волга».
Вопросы разработки СУ для всех модификаций
PH «Союз-2» были возложены на АО «НПО автома-
тики». Для повышения эксплуатационных характе-
ристик разработка проведена на основе широкомас-
штабного применения в СУ современной цифровой
техники в наземной и бортовой аппаратуре отече-
ственного производства.
Отметим ключевые особенности, характеризую-
щие современный уровень разработки СУ.
Первая группа особенностей - общесистемные:
-	широкое внедрение цифровой техники в контрольно-
испытательной, наземной проверочно-пусковой и бортовой
аппаратуре, включая применение в последних модификациях
новой бортовой БЦВМ типа «Малахит-7» на основе высо-
копроизводительных микропроцессоров серий 1867, 1892
с поддержкой языков программирования высокого уровня
и вычислений с плавающей запятой; использование совре-
менной отечественной элементной базы позволило, по срав-
нению с предыдущим поколением БЦВМ, повысить быстро-
действие и увеличить объем памяти более чем на порядок,
при этом обеспечив снижение энергопотребления в 1,5 раза,
массы прибора - более чем в 3 раза и оптимизировав про-
цесс разработки и отработки программно-математического
обеспечения;
-	построение СУ по распределенной схеме с командно-
вычислительным ядром и распределенной сетью вычисли-
тельных средств, периферийных коммутационно-преобра-
зовательных приборов с организацией связи между ними и
наземной аппаратурой на основе кодового обмена.
Старт ракеты космического назначения «Союз-2»
247
АО «НПО автоматики»
Вторая группа особенностей - особенности решения за-
дач предпусковой подготовки:
-	полная автоматизация автономных и комплексных про-
верок агрегатов и систем;
-	полная автоматизация предпусковых проверок, предпу-
сковой подготовки и пуска PH, в т. ч. с применением новой
системы аварийной защиты от несанкционированного проте-
кания процессов запуска маршевого двигателя НК-ЗЗА;
-	оперативный расчет полетного задания на стартовой по-
зиции с заданием настроек бортовой СУ на текущие условия
пуска;
-	предстартовая калибровка ККП в восьми ориентациях
после выхода в режим точностной готовности;
-	азимутальное наведение ККП с использованием режима
гирокомпасирования.
Третья группа особенностей - особенности решения по-
летных задач:
-	выведение ПН по энергетически оптимальным траектори-
ям с применением принципов терминального управления и на-
ведение отделяемых частей PH в выделенные районы с оцен-
кой координат точки падения;
-	коррекция траектории выведения ПН с использованием
результатов спутниковой навигации;
-	полное использование энергетического ресурса PH за
счет синхронной выработки топлива, прогнозирования мо-
мента окончания топлива и завершения работы ступеней
с максимальным использованием запасов топлива;
-	адаптируемость цифровой системы стабилизации дви-
жения PH к широкому классу конфигураций КГЧ и условиям
выведения путем настройки системы через массив полетного
задания;
-	расширенные условия эксплуатации по ветровым нагруз-
кам за счет решения задачи минимизации углов атаки (сколь-
жения) и учета характеристик ветра на этапе расчета и задания
программной траектории выведения;
-	размещение целого ряда коммутационно-преобразова-
тельных приборов на нижних ступенях PH, что позволяет ми-
нимизировать значения коэффициентов приведения массы
приборов к верхней ступени PH.
Взаимодействие бортовой цифровой вычислительной
машины с комплексом командных приборов в составе двух
ТГС и двух блоков ДУС с прибором спутниковой навигации,
с устройством телеметрическим УСВТ, с периферийными
коммутационно-преобразовательными приборами на всех
ступенях и также с наземной аппаратурой организовано по
кодовым линиям связи. Это позволило реализовать распре-
деленную структуру СУ с размещением ряда бортовых пе-
риферийных приборов на нижних ступенях PH, обеспечить
возможность загрузки на борт программ и полетного задания
в ходе предстартового режима и списывать на землю резуль-
таты работы бортовой СУ для контроля. Это позволило суще-
ственно упростить кабельную сеть, сделать СУ более универ-
сальной и менее чувствительной к возможным доработкам и
изменению требований.
В наземной аппаратуре СУ, наряду с широким внедре-
нием автоматических операций взамен большого коли-
чества ручных операций, а также широких возможностей
парирования нештатных ситуаций в процессе предпусковой
БЦВС «Малахит-7»
Вычислительный модуль «Система в корпусе»
подготовки, впервые в отечественной космической технике
внедрен оперативный расчет полетного задания на пуск.
Оперативный расчет полетного задания позволяет в макси-
мальной степени использовать энергетический ресурс PH за
счет учета паспортных параметров ракеты и КГЧ на основе
результатов взвешивания элементов PH, оперативно учесть
текущие изменения по условиям пуска, реализовать опти-
248
Глава 7
мальные условия применения за счет задания настройки
параметров бортовой СУ на текущие условия пуска и учета
характеристик ветра.
Принципиальным техническим решением, влияющим на
условия эксплуатации PH, явилась реализация азимутального
наведения бортового ККП с использованием режима гироком-
пасирования без использования поворотного стола для пред-
стартового прицеливания тангажной плоскости PH по азимуту
пуска. Необходимое совмещение тангажной плоскости PH
с плоскостью полета осуществляется на полетном участке по-
сле выхода PH из стартовых сооружений посредством после-
стартового разворота PH вокруг продольной оси.
Принципиальным техническим решением, определяю-
щим высокую точность формирования орбиты выведения,
явилось применение на борту ракеты-носителя интегрирован-
ной навигационной системы с использованием инерциальной
навигации на базе двух трехосных гиростабилизаторов ТГС1,
ТГС2 и коррекции траектории по данным аппаратуры спутни-
ковой навигации, работающей по информации спутниковых
навигационных систем ГЛОНАСС и NAVSTAR.
Способ управления полетом PH реализует выведение КА
по энергетически оптимальным траекториям с применени-
ем принципов терминального наведения с адаптируемостью
познавание аномального протекания процессов и немедленное
прекращение запуска двигателя для исключения аварийных
процессов на стартовом комплексе.
Высокий уровень эксплуатационных характеристик в по-
летных условиях обеспечивается за счет реализации широко-
го круга мер по парированию в полете потенциально возмож-
ных нештатных ситуаций, в т. ч. по трактам интегрированной
навигационной системы. В частности, дополнительно к при-
нятым мерам защиты трактов управления от сбоев вычис-
лительного процесса реализованы меры резервирования
информационных каналов за счет дублирования гироско-
пических приборов, использования двух антенных трактов и
24 каналов измерений по НИСЗ. Наряду с этим реализованы
разнообразные методы контроля и отбраковки недостовер-
ных измерений.
Более подробно рассмотрим некоторые вопросы.
Цифровая система стабилизации
Широкий класс конфигураций космической головной
части и условий выведения обеспечивается применением
в бортовой СУ цифровой системы стабилизации движения
PH, адаптируемой к конкретным условиям пусков
Стремление расширить диапазон выводимых коммерче-
к полетным условиям, предусматрива-
ющих пошаговое уточнение угловых
программ в полете по оценке прогно-
зируемого состояния конечных усло-
вий наведения. При нацеливании отде-
ляемых частей PH в центры заданных
районов падения на борту производит-
ся оценка координат точки падения на
основе прямого метода расчета пас-
сивного участка полета отделяемого
элемента.
Предельное использование энер-
гетического потенциала РКН наряду
с формированием оптимальной тра-
ектории выведения обеспечивается
также за счет реализации в СУ высо-
коточной цифровой системы управ-
ления расходованием топлива. Ука-
занная система обеспечивает, с одной
стороны, максимальные тяговые
характеристики путем стабилизации
оптимального соотношения расхода
компонентов топлива, а с другой - ми-
нимизацию остатков топлива путем
высокоточной синхронизации опо-
рожнения баков PH.
Ключевой особенностью постро-
ения СУ РКН легкого класса является
введение нового тракта аварийной за-
щиты от несанкционированного про-
текания процесса запуска и работы
двигателя НК-ЗЗА, оснащенного рядом
датчиков. Система аварийной защиты
по информации соответствующих дат-
чиков обеспечивает своевременное рас-
АБВГД
к БЦВМ кСКУблокаИ
блокам
Структурная схема БАСУ-И (а) и БАСУ-А (б):
А,Б,В,Г,Д,И-блоки PH; БАСУ-А (И) - бортовая аппаратура системы управления
блока А (И)
249
АО «НПО автоматики»
ских нагрузок приводит к увеличению размеров головного
обтекателя и к соответствующему увеличению аэродинами-
ческой неустойчивости PH. В сочетании с плотным спектром
частот тонов упругих колебаний корпуса PH и осцилляторов
жидкого наполнения баков эта тенденция приводит к резко-
му усложнению задачи обеспечения устойчивости движения.
Дополнительные трудности стабилизации связаны с квази-
статическим изгибом корпуса, возникающим при косом об-
дуве набегающим аэродинамическим потоком.
Решение задачи достигается применением в системе
стабилизации нижних ступеней схемы с двумя блоками ДУС,
места установки которых разнесены по длине PH, а также
применением развитой схемы цифровых фильтров, пара-
метры которых изменяются в полете на основе априорной
информации, вводимой через полетное задание. Один набор
значений параметров стабилизации PH не позволяет обеспе-
чить необходимые запасы устойчивости для всех возмож-
ных комплектаций полезных нагрузок, поэтому для каждой
комплектации ПН производится выбор соответствующих ей
параметров автомата стабилизации. Параметры, соответству-
ющие текущей комплектации ПН, вводятся в БЦВМ в составе
полетного задания.
В системе стабилизации на участке полета первой ступени
решается задача ограничения углов атаки и скольжения. Этим
достигается снижение нагрузок на корпус PH и снижение за-
грузки управляющих органов. Последнее весьма важно для
уменьшения ограничений пуска по ветровым условиям, по-
скольку увеличение размеров головного обтекателя приводит
к существенному дефициту управляющих усилий. Параметры
специальных алгоритмов минимизации углов атаки и скольже-
ния для снижения нагрузок на PH в плотных слоях атмосферы
вводятся на борт в составе полетного задания.
Поскольку в условиях сложной динамической схемы PH
не может обеспечить высокую точность и быстродействие,
в системе стабилизации реализован дополнительный путь
уменьшения полетных углов атаки и скольжения за счет ис-
пользования априорной информации о ве-
тре. Это достигается путем формирования на
этапе расчета полетного задания программ-
ной траектории, обеспечивающей с учетом
систематики ветра близкие к нулю углы атаки
и скольжения в плотных слоях атмосферы.
Кроме того, осуществляется предпуско- |
вой контроль за состоянием ветровой обста-
новки по данным метеозондирования ветра
за 8, 6, 4, 2 часа до пуска с использованием
комплекса программ математического моде-
лирования полета PH, позволяющий принять
взвешенное решение по возможности про-
ведения пуска при неблагоприятных условиях
по ветровым нагрузкам.
Гнрокомпасирование
Развитие прецизионного приборострое-
ния и БЦВМ позволило заменить применяе-
мые ранее гирогоризонт и гировертикант на
гиростабилизированную платформу. В рам-
ках темы «Союз-2» при разработке схемы
предстартовой тарировки ККП и определения азимутальной
ориентации ставилась задача в максимальной степени совме-
стить временную диаграмму ПП со стартовыми операциями
на PH и одновременно упростить схему подготовки PH, ис-
ключив операцию азимутальной ориентации корпуса PH с по-
мощью поворотного стола.
Одной из основных задач подготовки ракетоносителя
к пуску является ориентация бортовых приборов в заданный
азимут. В современной технике физическое задание азиму-
тального ориентирования заменяется аналитическим опреде-
лением при помощи алгоритмов автономного азимутального
наведения (т. е. гирокомпасирования).
При решении задачи гирокомпасирования были раз-
работаны алгоритмы, обеспечивающие с требуемой точно-
стью выставку стабилизированной платформы в заданный
азимут при предстартовой подготовке без использования
специальной оптической системы и без использования пово-
ротного стола, обеспечивающего в предыдущих разработках
совместно с оптической системой прицеливания ориентацию
PH в требуемый азимут.
Система спутниковой навигации
В АО «НПО автоматики» имеет большой опыт создания
и эксплуатации систем спутниковой навигации на средствах
выведения. В составе созданных СУ РКН используется много-
канальное приемное устройство, которое имеет 24 канала из-
мерения по НИСЗ систем ГЛОНАСС и NAVSTAR.
Пуски всех модификаций PH «Союз-2», проведенные со
спутниковыми измерениями, показывают, что аппаратура
спутниковой навигации проводит определение параметров
движения PH с необходимой степенью точности для введения
поправок к результатам инерциальной навигации.
Система управления расходованием топлива
К числу достоинств цифровой СУРТ, входящей в состав бор-
товой аппаратуры системы управления PH, следует отнести:
Подготовка к старту ракеты-носителя «Союз-2». Космодром Плесецк
250
Глава 7
-	более широкие возможности адапта-
ции системы к действию внешних возмуще-
ний в полете, обеспечиваемые путем гибкой
перенастройки алгоритмов в основной по-
летной программе;
-	возможность задания переменных
значений параметров алгоритмов в массиве
констант полетного задания;
-	возможность учета тарировочных ха-
рактеристик ряда элементов СУРТ;
-	использование более эффективных
алгоритмов, обеспечивающих повышение
помехоустойчивости и отказоустойчивости
системы.
Распределенная система управления
Одним из направлений совершенство-
вания СУ явилась распределенная система
управления. Взаимодействие бортовой ЦВМ
с абонентами системы в РСУ осуществляется
Специалисты АО «НПО автоматики» перед первым пуском
ракеты-носителя «Союз-2»
по магистральным кодовым линиям связи,
что приводит к сокращению числа кабельных связей, а значит,
к сокращению массы кабельной сети. За счет перемещения ряда
приборов на более низкие ступени PH минимизируется масса
приборов, размещенных на верхней ступени, и, соответственно,
увеличивается масса выводимой полезной нагрузки. Примене-
ние распределенной структуры СУ ведет к повышению корректо-
способности системы, упрощению монтажа и эксплуатации.
Единая система экспериментальной отработки СУ
Работоспособность бортовой и наземной аппаратуры
как на этапах создания СУ. так и на этапах доработок при
Заключение
Наземные испытания, целевые и коммерческие запуски
большого количества космических аппаратов подтвердили
высокий уровень заданных эксплуатационных характеристик
созданных СУ РКН на техническом и стартовых комплексах
и заданную высокую точность выведения ПН. К числу досто-
инств созданных СУ РКН следует отнести широкую область
обеспечиваемого применения по возможным конфигураци-
ям и оснащению космической головной части, по широкому
спектру орбит и условий выведения ПН.
сопровождении эксплуатации прове-
ряется в соответствии с директивным
комплексным планом эксперименталь-
ной отработки во всех режимах ее ра-
боты на ряде специально созданных
отработочных позиций. При этом до
начала комплексной отработки испы-
тания проводятся по частным програм-
мам экспериментальной отработки на
частных отработочных позициях, таких
как автоматизированные рабочие места
разработчика аппаратуры, разработчи-
ка алгоритма, программиста, комплек-
сы отработки аппаратуры и программ
наземной и бортовой аппаратуры,
полная математическая модель СУ, PH
и внешней среды. Заключительные
комплексные отработочные испытания
проводятся на цифровом моделирую-
щем комплексе и комплексных стендах
с полным составом наземной и бор-
товой аппаратуры с проведением ис-
пытаний в максимально имитируемых
условиях пуска, включая комиссион-
ную проверку выполнения задач пуска
с подготовленным полетным заданием
на каждый пуск.
Специалисты АО «НПО автоматики» в гвианской экспедиции
251
АО «НПО автоматики»
Вертикализация ракеты «Союз-СТ» в Гвианском космическом центре
252
ГЛАВА 8
ЛЛЛельскмй, С.Ф.Ъерюшн,
ЪЛКуню&ой, С.Н.Липшиясяка,
ИЛ.Шарасой, ЛН/ШалимсН'
АО «НПО автоматики»
Создание систем управления баллистических
ракет подводных лодок
Постановлением Совета Министров от 26 января 1954 г.
было положено практическое начало разработке комплек-
сов баллистических ракет подводных лодок. За основу для
создания первой морской ракеты Р-11ФМ была принята
разработанная в 1952-1953 гг. кооперацией разработчиков
под руководством ОКБ-1 С.П.Королева с участием НИИ-885
Н.А.Пилюгина в качестве разработчика системы управления
ракета Р-11, рассчитанная на подвижный старт для сухопут-
ных войск.
Благодаря напряженной работе кооперации организаций
промышленности и ВМФ по разработке ракеты Р-11ФМ и
созданию подводной лодки проекта АВ-611 впервые в мире
16 сентября 1955 г. был осуществлен пуск ракеты Р-11ФМ из
надводного положения ПЛ с верхнего среза шахты.
После проведения ряда успешных пусков было принято
решение о подготовке к серийному производству. С этого
этапа доработка и производство, сопровождение серийного
изготовления аппаратуры системы управления были пору-
чены институту под руководством Н.А.Семихатова. К приме-
ру, потребовалась доработка аппаратуры в связи с гермети-
зацией приборного отсека, отработка «упредителя старта»
в процессе натурных пусков с качающегося стенда в ими-
тируемых условиях качки ПЛ на полигоне Капустин Яр, обе-
спечивающего реализацию упреждающего момента запуска
двигателя из условия прохождения PH через вертикальное
положение в момент выхода ракеты из захватов пускового
устройства.
Система управления
Р-11ФМ решала задачи на-
чальной выставки бортовых
гироприборов в плоскость
горизонта и по азимуту
стрельбы, задачи управления
дальностью полета и обе-
спечивала устойчивость дви-
жения при старте и в полете.
Соответственно этим задачам
бортовая аппаратура системы
управления включала в себя
бортовые гироприборы (в со-
ставе гировертикали Л00-ЗФ,
гирогоризонта Л11-ЗФ, гиро-
скопического интегратора прод<
Н.А.Семихатов
ускорений Л-22-5), ав-
томат дальности с прибором приема данных из навигационной
системы подводной лодки, автомат стабилизации с рулевыми
машинами, коммутационную аппаратуру и источники питания.
Ракета Р-11ФМ стартует с подводной лодки,
находящейся в надводном положении
253
АО «НПО автоматики»
Стартовое устройство для пуска ракет Р-11ФМ
с подводной лодки
В процессе предстартовой подготовки оси бортовых ги-
роскопов выставлялись в плоскость горизонта и по азимуту
стрельбы с использованием корабельного гироазимутгори-
зонта «Сатурн». Стартовала ракета с малыми углами откло-
нения от вертикали за счет работы «упредителя старта».
С позиций управления полетом ракета Р-11ФМ по общей
конструктивной схеме выполнена одноступенчатой, при этом
для повышения статической устойчивости в полете нижняя
конструкция несет четыре аэродинамических неподвижных
стабилизатора (в хвостовой части попарно в плоскостях ста-
билизации). Управление угловым движением осуществляется
с помощью графитовых рулей, поворачиваемых с помощью
рулевых машин.
С принятием комплекса Д-1 с ракетой Р-11ФМ на воору-
жение наша страна стала первой страной, в составе подво-
дных сил которой находились ракетные подводные лодки
с баллистическими ракетами. Ракетный комплекс Д-1 был
снят с вооружения в 1967 г. после того, как были созданы
более совершенные ракетные комплексы.
Необходимость стрельбы в любое время при минималь-
ном времени предстартовой подготовки, из любой точки
Мирового океана без предварительной обсервации, а также
целый ряд конструктивных особенностей ракеты и пусковой
установки делают баллистические ракеты подводных лодок
особым классом объектов управления. Проектирование си-
стем управления БРПЛ, в силу отмеченных особенностей,
связано с решением на всех этапах следующих основных на-
учно-технических проблем:
-	обеспечения постоянной готовности к старту балли-
стической ракеты из любой заранее неизвестной точки Ми-
рового океана, в любое время года и суток практически при
любых погодных условиях с малым временем предстартовой
подготовки и высокими требованиями по точности стрельбы;
-	управления стартом БР с подводной лодки в условиях
хода, качки, орбитального движения и рыскания ПЛ;
-	стабилизации движения БР на начальном участке дви-
жения при повышенных угловых отклонениях ракеты от вер-
тикали;
-	предстартовой ориентации комплекса командных при-
боров системы управления по азимуту и горизонту и, в связи
с этим, согласования координатных осей бортовой системы
управления БР и навигационного комплекса ПЛ;
-	определения начальной скорости БР из-за движения и
орбитальных перемещений ПЛ до начала собственного дви-
жения ракеты;
-	минимизации объема рассчитываемых перед стартом
исходных массивов для управления полетом с целью обе-
спечения возможности оперативного расчета перед стартом
полетных заданий для всех ракет залпа при любом порядке
их старта;
-	обеспечения предельно малого и гибкого времени пред-
стартовой подготовки и интервалов между пусками ракет
залпа для оптимизации общего времени стрельбы с целью
обеспечения безопасности подводной лодки в условиях воз-
можного противодействия.
Следует особо подчеркнуть сложность выполнения си-
стемой управления предъявляемых требований по высокой
точности стрельбы на межконтинентальные дальности, учи-
тывая следующие факторы:
-	точность стрельбы БРПЛ должна обеспечиваться с уче-
том ошибок навигационного комплекса в знании своих те-
кущих координат, направления меридиана в точке старта и
ошибок знания скорости ПЛ;
-	стрельба по заранее неизвестным трассам имеет, как
правило, повышенные ошибки навигационно-геодезического
обеспечения в точке старта и по траектории полета;
-	жесткие требования к массогабаритным характери-
стикам комплекса командных приборов создают трудности
в обеспечении их прецизионной точности;
-	предстартовая ориентация, периодические и предстар-
товые тарировки ККП проводятся в условиях хода, качки и
деформации корпуса ПЛ, что требует компенсации соответ-
ствующих динамических ошибок систем предстартовой ори-
ентации и тарировки ККП.
Стрельба по настильным, навесным и оптимальным по
дальности трассам, применение на некоторых БРПЛ двигате-
лей на твердом топливе с нерегулируемыми тягой и временем
работы, использование в современных БРПЛ многоэлемент-
ной полезной нагрузки, неблагоприятные характеристики
БРПЛ как объекта стабилизации - вот далеко неполный пере-
чень особенностей БРПЛ, заставляющий разработчиков СУ
синтезировать более совершенные алгоритмы наведения и
стабилизации с гибким управлением в полете для миними-
зации прогнозируемого промаха и обеспечения высокого
качества процессов управления с сохранением устойчивости
движения во всех условиях эксплуатации.
Требования по точности стрельбы для всех ракетных ком-
плексов БРПЛ, независимо от тяжести условий применения,
задавались на уровне максимально возможных для соответ-
ствующего этапа развития отечественной науки и техники,
в результате чего при разработках СУ БРПЛ точность стрель-
бы потребовалось улучшать более чем на порядок.
Анализ направлений работ по созданию первых образцов
СУ БРПЛ показал, что по принципам управления и обеспече-
нию точности стрельбы можно выделить следующие истори-
ческие этапы разработки СУ.
1	-й этап. Использование россыпью чувствительных эле-
ментов инерциальной навигации, жестко установленных на
борту БРПЛ, простейших функционалов управления полетом,
реализуемых электромеханическими устройствами.
254
Глава 8
2-й этап. Использование ЧЭ, скомпонованных на единой
стабилизированной в инерциальном пространстве гироплат-
форме, решением в бортовой CV по их показаниям задач вы-
сокоточной инерциальной навигации, использованием слож-
ных, обладающих малыми методическими погрешностями,
функционалов управления. Решение этих задач потребовало
разработки и использования в составе СУ БРПЛ, впервые
в отечественном ракетостроении, бортовых вычислительных
комплексов.
Следует отметить, что в рамках 1-го этапа с использова-
нием аппаратуры СУ БРПЛ первого поколения была осущест-
влена разработка систем управления для сухопутных под-
вижных комплексов на базе оперативно-тактических ракет
8К14 и «Темп-С».
Анализ результатов проектирования, летных испы-
таний и эксплуатации БРПЛ с СУ 2-го этапа показал, что
из-за действия специфических факторов, влияющих на
точность стрельбы (ошибки НК ПЛ в определении коорди-
нат старта и направления меридиана, особенно в высоких
широтах, ошибки предстартовой калибровки и ориента-
ции ККП СУ в условиях движущегося и качающегося осно-
вания), дальнейшее развитие инерциальных СУ не позво-
лит выполнить все возрастающие требования по точности
стрельбы. В связи с этим в 1960-1970 гг. был выполнен
комплекс исследований, направленный на разработку
концепции обеспечения требований по точности стрель-
бы на принципиально новой основе. Из проведенных ис-
следований следовал принципиальный вывод о том, что
во время полета необходима коррекция траектории с ис-
пользованием естественных или искусственно созданных
навигационных полей.
К основным особенностям выбранной концепции относи-
лись:
-	использование в полете коррекции траектории по
результатам измерения координат навигационных звезд
(астрокоррекция), позволяющая компенсировать влияние на
точность стрельбы основных специфических для БРПЛ фак-
торов знания начальных условий старта:
-	коррекция траектории полета по результатам навига-
ционных измерений параметров движения БР относительно
искусственных спутников Земли, входящих в единую косми-
ческую навигационную систему;
-	внедрение т. н. прямых методов определения текущего
прогнозируемого промаха от цели на основе расчета в поле-
те ракеты пролонгированной траектории до точки падения,
что позволило снизить методические ошибки управления и
уменьшить объем расчетов при предстартовой подготовке;
-	использование терминальных (конечных) способов на-
ведения, где в качестве краевых условий управления БР, на-
ряду с традиционными критериями (отклонение точек паде-
ния от цели), задаются дополнительные требования (полное
время полета до цели, угол входа в атмосферу у цели и т. п.);
-	внедрение тарировок точностных параметров ККП СУ
при постоянном их задействовании или при периодических
включениях, что позволило уменьшить влияние на точность
стрельбы изменений параметров ККП за время эксплуатации
БРПЛ и повысить точность стрельбы во всех режимах работы
СУ, в первую очередь в инерциальном;
-	использование статистики отклонений по результатам
натурных испытаний, обработка всей навигационной инфор-
мации на основе теории статистически оптимальных систем
с комплексированием информации различных подсистем из-
мерений как при предстартовой подготовке, так и при полете;
-	принятие особых мер, обеспечивающих повышение точ-
ности стрельбы в инерциальном режиме работы СУ как наи-
более защищенном от внешних и внутренних специфических
возмущающих факторов.
Реализация этих положений привела, впервые в мировой
практике создания СУ БР, к разработке начиная с 1960-х гг.
высокоточных астроинерциальных СУ БРПЛ, а с 1980-х гг.
- корректируемых на активном участке полета ракеты по
астроспутниковой информации. Разработанные в АО «НПО
автоматики» и внедренные при проектировании современ-
ных СУ высокоточные прямые методы определения терми-
нальных параметров управления явились основой способов
наведения БРПЛ с многоэлементной нагрузкой, управления
БРПЛ при построении различного вида нетрадиционных тра-
екторий полета и особенно управления полетом по методу
«гибких» траекторий.
Использование астро- и радиокоррекции не снимает не-
обходимости систематического проведения работ по совер-
шенствованию точностных характеристик СУ в инерциальном
режиме работы, прежде всего по улучшению точностных и экс-
плуатационных параметров комплекса командных приборов.
Астровизир морской баллистической ракеты
ЦВМ-3
255
АО «НПО автоматики»
Начав в 1950—1960-х гг. с использования
т. н. рассыпной структуры ККП - гирого-
ризонтов, гировертикантов для угловой
и линейной стабилизации движения ра-
кеты и гироинтеграторов для управления
дальностью полета, - разработчики уже
в 1960-е гг. перешли на гиростабилиза-
торы. Наряду с этим продолжалось со-
вершенствование гироскопов с опорами
на шарикоподшипниках, внедрялись бо-
лее прогрессивные типы подвесов гиро-
узлов - поплавковые, газостатические,
дающие дополнительные резервы для
повышения точности работы гироскопи-
ЦВМ-6
ческих приборов.
Для обеспечения работы ККП в со-
ставе СУ осуществлен поэтапный пере-
ход от аналогового взаимодействия с аппаратурой СУ к циф-
ровому, разработаны высокоточные датчики угловых команд,
выходные датчики гироинтеграторов позиционного типа,
позволяющие решить задачу защиты выходной информации
с ГИ в условиях возможных сбоев электронной аппаратуры,
существенно углублены знания по математической модели
погрешностей в заданных условиях эксплуатации, позволив-
шие внедрить периодические и предстартовые тарировки
приборов, и др. Тарировка ККП и выработка начальных ус-
ловий в комплексах, располагаемых на движущейся подво-
дной лодке, существенно осложнены тем, что сигналы, про-
порциональные систематической части погрешностей ККП,
составляют весьма малую величину, которую необходимо
выделить из общего суммарного сигнала. Впервые в отече-
ственной практике были разработаны способы и алгоритмы
динамической компенсации «мешающих» сигналов, вызван-
ных движением ПЛ.
Введение астроинерциального режима работы СУ потре-
бовало размещения на гиростабилизированной платформе
оптико-электронного устройства, что создало дополнитель-
ные трудности при обеспечении высоких точностных харак-
теристик ККП и при минимизации их МГХ.
Для достижения заданных характеристик в АО «НПО
автоматики» как головной организации по СУ совместно
со смежными организациями были разработаны и внедрены
в соответствующие комплексы БРПЛ алгоритмические, ап-
паратурные и программные решения, обеспечивающие реа-
лизацию заданных требований по точности стрельбы для со-
временных и перспективных ракетных комплексов. Принятые
решения прошли полный объем наземной отработки. Летные
испытания и эксплуатация СУ БРПЛ подтвердили высокую
эффективность соответствующих комплексов ВМФ.
Ограничения по линейным размерам БРПЛ обуслови-
ли существенную их гидро- и аэродинамическую неустой-
чивость и, как следствие, вызвали значительные научно-
технические сложности при решении задач стабилизации
движения на подводном и воздушном участках траектории.
Это обусловило необходимость разработки совершенных за-
конов управления с перестройкой в полете параметров авто-
мата стабилизации, с повышенным весом производной в за-
коне управления и реализацией программ отработки больших
ЦВМ-7
угловых рассогласований для обеспечения работы системы
в линейном диапазоне без потери высоких динамических ка-
честв системы стабилизации.
Существенный разброс параметров БРПЛ как объектов
стабилизации, зависимость размеров областей устойчивости
в плоскостях параметров закона управления от аэродинами-
ческой неустойчивости БР, необходимость гашения коле-
баний топлива в баках для БРПЛ с ЖРД, наличие неблаго-
приятного влияния упругих колебаний корпуса БР в рабочем
диапазоне частот системы стабилизации, необходимость
минимизации углов атаки и скольжения на участках с боль-
шими скоростными напорами и перед разделением ступеней
потребовали решения целого ряда крупных научно-техниче-
ских проблем. Это определило внедрение специальных усо-
вершенствованных методов стабилизации, в т. ч.:
-	гибких методов программной настройки параметров АС
в полете в функции параметров движения (ускорения, ско-
рости) БРПЛ;
-	цифровой фильтрации сигналов и коррекции свойств
АС в полете;
-	законов управления с минимизацией углов атаки и
скольжения в целях снижения влияния аэродинамических
возмущений и разгрузки корпуса ракеты.
Среди решенных проблем и разработанных направлений
разработки аппаратуры СУ следует отметить всестороннее и
системное снижение массогабаритных характеристик прибо-
ров и СУ в целом. Жесткие ограничения по габаритам и массе
аппаратуры СУ БРПЛ, высокие требования по надежности
и живучести, отсутствие доступа к бортовой аппаратуре за
все время эксплуатации потребовали развития новых ориги-
нальных методов и технологии изготовления аппаратуры СУ.
Значительные трудности в обеспечении работоспособности и
прецизионной точности приборов СУ вызывали некомфорт-
ные условия при разделении ступеней, обусловленные огра-
ничениями МГХ БРПЛ и применением для целей разделения
пиротехнических средств. Многолетнее серийное производ-
ство аппаратуры СУ, разработанной АО «НПО автоматики»,
показало, что она является высокотехнологичной и малога-
баритной.
На всех этапах создания СУ проверялась работоспо-
собность бортовой и корабельной аппаратуры СУ в усло-
256
Глава 8
Пуск ракеты «Булава» с борта подводной лодки, находящейся в подводном положении
257
АО «НПО автоматики»
Экспедиция группы работников АО «НПО автоматики» на Северном флоте. 2006 г.
виях, максимально приближенных к реальным
по механическим, климатическим и другим
видам воздействия, проводились испытания
CV во всех режимах ее работы на специально
создаваемых комплексных и комплексно мо-
делирующих стендах. В результате в АО «НПО
автоматики» сложилась единая система экспе-
риментальной отработки СУ БР со всесторонней
наземной проверкой ее работы в имитируемых
полетных условиях. Высокая эффективность
использования созданной системы отработки,
включающей последний этап комплексного мо-
делирования работы СУ с полетными заданиями
на пуски ракет с задействованием штатной аппа-
ратуры СУ, подтверждена натурными испытани-
ями СУ БРПЛ и положительными результатами
их эксплуатации.
Л.Н.Шалимов (третий справа), С.Ф.Дерюгин (справа)
на Северном полигоне с представителями МИТ и НПЦАП
258
ГЛАВА 9
Т.К.4хмето£, '1Л.Ашиако£
АН.Киримш, 4.Ъ.Сторож,
Е.^.П1ши/)соЬ
АО «РКЦ «Прогресс»
Создание автоматизированных систем
управления космическими аппаратами
Введение
АО «РКЦ «Прогресс» является головным разработчиком
систем управления для всех КА, создаваемых на предприятии.
Эта деятельность осуществляется в кооперации с ведущими
предприятиями-разработчиками средств управления и кон-
троля для космической техники. Право быть головным раз-
работчиком АСУ КА руководству и специалистам ЦСКБ в то
время, когда создавались КА на конструктивно-аппаратурной
базе типа «Зенит» и «Янтарь», удалось отстоять в непростой
борьбе. Были сторонники того, чтобы АСУ разрабатывались
специализированными предприятиями.
В ЦСКБ же исходили из того понимания, что характе-
ристики АСУ в значительной степени определяется проек-
тно-конструкторскими решениями по КА и прямо влияют на
реализацию требуемых целевых параметров КА, качество по-
лучаемой информации.
АСУ осуществляет управление полетом космического аппа-
рата и выполнена в виде двух комплексов управления - борто-
вого комплекса управления и наземного комплекса управления,
- связанных между собой командной радиолинией управления
и радиолинией бортовой телеметрической системы.
НКУ представляет собой географически распределен-
ную структуру наземных средств управления и контроля,
связанных между собой линиями передачи данных и ко-
манд. Это центр управления полетами и центр обработки
телеметрической информации. Периферийные структур-
ные элементы НКУ - наземные измерительные пункты,
которые оснащены средствами приема с КА и передачи
информации на КА.
БКУ КА ДЭЗ представляет собой совокупность бортовой
аппаратуры, решающей задачи управления и контроля функ-
ционирования БА КА в целях решения задачи полета в соответ-
ствии с командами и командной информацией, поступающей
с НКУ. Соответственно, БКУ должен включать в свой состав
средства приема информации с НКУ и средства передачи
информации в НКУ, средства исполнения принятых команд,
средства обработки принятой информации, средства обеспе-
чения требуемой стабилизации и ориентации КА, средства от-
счета времени и синхронизации, средства сбора и накопления
контрольной информации.
Разработка систем управления КА ДЗЗ на предприятии
«ЦСКБ-Прогресс» шла от «простых» к «сложным» по мере
роста требований к КА: от систем управления для КА семей-
ства «Зенит» до систем управления для КА «Ресурс-П». По-
вышались требования к функциональным возможностям КА,
к точностным характеристикам, к оперативности доставки
информации ДЗЗ, к автономности, к сроку работы на орбите.
Соответственно росли требования к СУ в обеспечении предъ-
явленных к КА требований. Кроме этого, постоянно совершен-
ствовались конструктивно-компоновочная схема и приборно-
аппаратурная база КА ДЗЗ.
Распределение функций между НКУ и БКУ складывалось
в зависимости от уровня развития управляющей и контрольно-
измерительной техники и поставленных перед КА задач.
Системы управления космическими аппаратами
дистанционного зондирования Земли типа
«Зенит» в 1960-е - первой половине 1970-х гг.
Система управления КА ДЗЗ «Зенит-2» была разработана
в ОКБ-1 при проектировании первого КА ДЗЗ. С 1962 г., по-
сле того как на куйбышевский (ныне самарский) завод «Про-
гресс» было передано серийное производство КА, работники
259
АО «РКЦ «Прогресс»
филиала № 3 ОКБ-1 под руководством специалистов ОКБ-1
приступили к разработке КА «Зенит-4». До этого большая
группа инженеров и конструкторов филиала № 3 ОКБ-1 про-
ходила обучение и стажировку в ОКБ-1 под руководством
ведущих специалистов по проектированию КА, в т. ч. по во-
просам управления КА в полете.
Систему управления для КА «Зенит-4» разрабатывали
специалисты филиала № 3 ОКБ-1 при участии и тщательном
контроле опытных и знающих специалистов ОКБ-1. При про-
ектировании СУ КА типа «Зенит», в т. ч. КА «Зенит-4», ос-
новные требования к СУ были определены необходимостью
решения следующих задач, возлагаемых на КА:
-	обеспечение 14-суточного полета;
-	ориентация и стабилизация оптических осей аппаратуры
наблюдения на заданную цель с определенными точностями;
-	управление работой АН;
-	формирование бортовой шкалы времени;
-	передача в сеансе связи рабочей программы, содержа-
щей информацию, необходимую для управления АН и обе-
спечивающими системами;
-	обеспечение маневров КА по изменению параметров ор-
биты в процессе полета.
С целью обеспечения БА информацией с Земли, необхо-
димой для выполнения всех указанных выше задач, прово-
дились сеансы связи, которые осуществлялись средствами
БКУ и НКУ. Для решения задач БКУ, реализующих соб-
ственно целевое назначение КА, был разработан программ-
но-временной метод управления КА. При данном методе
управление всеми системами и приборами КА происходит
по времени в соответствии с программой полета и обработ-
кой потока информации о реальном состоянии систем КА,
рассчитываемых и задаваемых с Земли.
Программно-временное управление базировалось на
двух положениях:
1. Определенные операции управления производятся над
различными районами земного шара (в различных точках
траектории полета), т. е. функционирование БА определяется
положением КА.
2. На основании траекторных измерений с Земли мож-
но на определенное время с достаточной степенью точности
прогнозировать траекторию движения КА, т. е. знать положе-
ние его во времени.
АСУ, реализующая программно-временной метод управ-
ления КА, включала в себя совокупность средств, находящих-
ся как на борту КА, так и на Земле.
БКУ включал в себя командные устройства, устройства
передачи информации на Землю, бортовые коммутационно-
логические устройства и реализовывал задачи по управлению
КА в соответствии с программой полета.
НКУ осуществлял подготовку и передачу на борт КА РП для
реализации ее на определенном участке времени, передачу ра-
зовых команд и сверку бортового единого времени с наземным.
Подготовка РП производилась в целях решения оперативных
задач с учетом прогноза параметров движения центра масс КА,
прогноза состояния КА, рассчитываемых в НКУ с учетом данных
телеметрической информации и результатов сверки времени.
БКУ КА «Зенит-4» включал в себя следующие устройства:
1.	Командные:
1	) бортовая аппаратура радиоуправления «Графит-3»
предназначена для:
-	измерения текущих координат КА во время сеанса связи;
-	приема и передачи разовых команд;
-	ввода в командно-вычислительное устройство суточной
программы;
-	проведения сверок бортового и наземного времени.
Аппаратура БАРУ изготавливалась НИИ-10 Минсудпрома
(ныне НПО «Альтаир») по ТЗ ОКБ-1.
2	) Командно-вычислительное устройство «Темп-1 М»,
включающее автономное программное устройство, предна-
значено для:
-	управления бортовой аппаратурой на орбитальном
участке полета;
-	управления системами, работающими на участке спуска;
-	программного управления БА;
-	формирования и выдачи шкалы времени.
Устройство КВУ изготавливалась на заводе «Коммунар»
(г. Харьков).
2.	Система управления движением «Сокол-1». Головной
разработчик СУД «Сокол-1» - филиал № 3 ОКБ-1.
3.	Радиотелеметрическая система БР-9Я-3, предназначен-
ная для запоминания и хранения телеметрической информации
на борту при орбитальном полете и передачи ее в НКУ в сеансах
связи. РТС БР-9Я-3 изготавливалась в РНИИ КП (г. Москва).
4.	Система трансляции команд и распределения питания
предназначена для:
-	распределения электрической энергии в соответствии
с программой работы БА;
-	размножения и трансляции команд программно-ко-
мандных устройств;
-	защиты сети бортового питания от перегрузок;
-	ввода и снятия необходимых блокировок;
-	подрыва пиротехнических средств.
Система трансляции команд и распределения питания
разработана в филиале № 3 ОКБ-1, изготовлена на заводе
«Прогресс».
5.	Бортовое синхронизирующее устройство «Лиана-3»,
предназначенное для обеспечения высокостабильными сигна-
лами соответствующей частоты КВУ «Темп-1 М». Изготовлялось
ЛНИРТИ Минрадиопрома (г. Ленинград).
НКУ состоял из НИПов, имевшихся в то время в наличии, и
центра управления полетами. НИПы обеспечивали радиоизме-
рения текущих параметров движения центра масс КА, передачу
на борт РП и разовых команд, сверку бортового времени с на-
земным, прием, регистрацию, предварительную обработку и
выдачу в наземные линии связи телеметрической информации.
ЦУП обеспечивал централизованное управление средств назем-
ного комплекса, разработку РП, сбор, обработку и анализ ТМИ.
Системы управления космическими аппаратами
дистанционного зондирования Земли типа
«Янтарь»
Наряду с постоянной модернизацией КА типа «Зенит»,
в филиале № 3 ОКБ-1 в начале 1963 г. был разработан проект
КА нового поколения «Янтарь-2К». Принципиально новыми для
КА ДЗЗ были решения, заложенные в разработку БКУ. В состав
260
Глава 9
БКУ в качестве центрального управляющего звена, решающего
задачи взаимосогласованного управления всех подсистем БКУ,
целевой и обеспечивающей аппаратуры, была введена борто-
вая цифровая вычислительная машина «Салют-ЗМ» с много-
функциональным бортовым программным обеспечением. Это
позволило существенно перераспределить задачи управления
между НКУ и БКУ, заметно расширить возможности и авто-
номность БКУ.
БКУ КА типа «Янтарь» представляет собой совокуп-
ность бортовых систем с необходимым информационным
и программным обеспечением. Опыт работы первых КА ДЗЗ
выявил необходимость совершенствования не только кон-
струкции КА и его АН, но и необходимость совершенствова-
ния управления КА для повышения качества решения задач
полета.
Решение целевой задачи КА достигается выполнением БКУ
следующих основных функциональных задач:
-	планирование работы БА в соответствии с информаци-
ей, заданной в рабочей программе, и реальным состоянием
систем КА;
-	формирование режимов управления, их отработка в со-
ответствии с результатом бортового планирования и реаль-
ным состоянием систем КА;
-	организация совместно с НКУ сеанса связи;
-	прием с НКУ программной информации по каналам
НКУ-КА;
-	прием с НКУ разовых команд по каналам НКУ-КА и
трансляция их на БА;
-	формирование управляющих воздействий на бортовые
системы и распределение питания;
-	управление движением центра масс КА;
-	управление движением относительно центра масс КА;
-	управление аппаратурой наблюдения;
-	проведение навигационных измерений;
-	формирование бортовой шкалы времени и синхрониза-
ция работ бортовых систем;
-	контроль работоспособности и управление при неис-
правностях БА;
-	обеспечение выдачи информации оперативного контро-
ля и телеметрической информации в НКУ.
Научно-исследовательские работы, проведенные фили-
алом № 3 ОКБ-1 на стадии проектирования, и многолетний
опыт эксплуатации низкоорбитальных космических аппара-
тов показали, что определение местоположения космическо-
го аппарата при прогнозировании его движения на одни-двое
суток средствами наземного комплекса управления может
быть проведено с погрешностями до 65-100 км вдоль ор-
биты и до 4-5 км по высоте, что не позволяло определять
основные параметры наведения космического аппарата с не-
обходимыми точностями, обеспечить захват цели с высокой
вероятностью при малых углах зрения длиннофокусного
фотоаппарата и приводило к большим непроизводительным
расходам пленки из-за необходимости упреждения включе-
ния фотоаппаратуры.
Для решения задач БКУ, реализующих собственно целевое
назначение КА, был разработан новый программно-коорди-
натный метод управления КА. Суть программно-координат-
ного метода управления заключается в том, что планирование
включений фотоаппаратуры, расчет необходимых уставок для
наведения КА на объекты наблюдения, время совершения про-
граммного поворота, выбор типа исполнительных органов для
совершения поворотов в зависимости от взаимного располо-
жения целей в процессе перенаведения, величина скорости
протяжки пленки для компенсации сдвига изображения в фо-
кальной плоскости фотоаппарата, времена включения фото-
аппаратуры и т. п. производятся автономно на борту космиче-
ского аппарата по заданным с Земли в составе РП исходным
данным.
Совокупность задач планирования, расчета и реализации
программы работы фотоаппаратуры и наведения космиче-
ского аппарата на объекты наблюдения реализуется ком-
плексом бортовых алгоритмов на основании автономного
бортового прогнозирования движения КА по данным радио-
контроля орбиты космического аппарата средствами назем-
ного комплекса управления на интервале прогнозирования
в 8-10 витков и далее по данным автономного определения
параметров движения космического аппарата системой авто-
номной навигации на борту. При расчете программы работы
КА автоматически учитываются эволюция орбиты под дей-
ствием гравитационных и аэродинамических сил, действую-
щих на КА, а также изменение орбиты при выдаче корректи-
рующих импульсов. Реализация программно-координатного
метода позволила не только существенно (в 3-4 раза) по-
высить точность наведения КА на объекты наблюдения, но и
резко усилить оперативность работы и автономность полета
спутника.
В комплексе с описанным выше методом при разработке
КА «Янтарь-2К» была разработана и впервые внедрена для
спутников фотонаблюдения широкая номенклатура манев-
ров КА:
-	маневр поддержания заданного периода обращения КА
на орбите;
-	маневр поддержания заданного значения долготы на
экваторе;
-	маневр выхода на заданную трассу;
-	маневр выхода в заданный район наблюдения;
-	маневр смещения минимальной высоты наблюдения на
заданный участок трассы;
-	маневр резкого снижения минимальной высоты съемки
(до 140 км) в сочетании с повышением высоты апогея в целях
обеспечения длительного срока активного существования КА.
Реализация новых принципов оперативного наведения
КА на объекты наблюдения с повышенными точностями и ис-
пользование программно-координатного метода управления
стали возможными благодаря созданию и использованию на
космическом аппарате автономной системы определения и
прогнозирования местоположения космического аппарата.
Функционирование БКУ КА типа «Янтарь» основывается
на комплексном использовании следующих его систем:
-	бортовой цифровой вычислительной машины;
-	бортовой аппаратуры программно-траекторной радио-
линии;
-	бортового синхронизирующего устройства;
-	системы управления движением;
-	системы трансляции команд и распределения питания;
261
АО «РКЦ «Прогресс»
Бортовой комплекс управления
Бортовая вычислительная система
«Салют-ЗМ»
Система трансляции
команд и распределения
питания
Система управления движением
ККП
АВУ
РВВ
СГК
БДУС
БУС
Бортовая аппаратура
программно-
траекторной
радиолинии
Бортовое
синхронизирующее
устройство
Бортовая система
телеметрических
измерений
Бортовая аппаратура КА:
-	аппаратура наблюдения
-	система электропитания
-	система терморегулирования
- комплексная двигательная установка
- подвижные элементы конструкции
- автономные системы
* * - кодовый обмен;
---------► - управляющий сигнал
Структурная схема бортового комплекса управления КА «Янтарь»
-	системы телеметрического контроля;
-	системы автономной навигации (входила в состав СУД).
Бортовая цифровая вычислительная машина, централь-
ное звено БКУ, совместно с БПО БКУ организовывала управ-
ление и контроль БА путем планирования и реализации ос-
новных задач, возложенных на БКУ.
БА программно-траекторной радиолинии «Графит-Я» обе-
спечивала обмен информации с НКУ, осуществляла прием на
борту командно-программной информации и информации
для коррекции бортовой шкалы времени, передачу на НКУ
информации оперативного контроля и проведение сверки
бортовой шкалы времени, кода бортового времени. Кро-
ме того, БА «Графит-Я» совместно с наземной аппаратурой
обеспечивала контроль параметров орбиты КА. БА изготав-
ливалась НИИ-10 Минсудпрома (ныне НПО «Альтаир») по ТЗ
КФЦКБЭМ.
Бортовое синхронизирующее устройство «Ольха» раз-
работки «РИРВ» (г. Ленинград) по ТЗ КФЦКБЭМ, совместно
с бортовыми вычислительными средствами, обеспечивала
формирование на борту КА единого бортового времени и вы-
дачу потребителям высокостабильных синхросигналов для
синхронизации работы систем КА.
Система трансляции команд и распределения питания
совместно с бортовой кабельной сетью обеспечивает транс-
ляцию команд и распределение питания на БА. СТКРП разра-
ботана в КФЦКБЭМ, изготовлена на заводе «Прогресс».
СУД «Кондор» обеспечивала управление движением КА
относительно центра масс, управление движением центра
масс, проведение навигационных измерений, используя при
этом в качестве управляющего звена БЦВМ с необходимым
программным обеспечением. Головной разработчик СУД
«Кондор» - КФЦКБЭМ.
Система телеметрического контроля предназначена для
сбора, запоминания, хранения, выдачи в бортовую вычисли-
тельную систему и передачи на наземные станции контроль-
ной информации о работе бортовой аппаратуры, приема от
бортовой вычислительной системы контрольной информа-
ции о работе бортового программного обеспечения. Система
телеметрического контроля изготавливалась ОАО «ИРЗ» по
ТЗ КФЦКБЭМ.
Требования, предъявляемые к контролю
технического состояния космического аппарата
На КА типа «Янтарь», в отличие от ранее разработанных
космических комплексов, были предъявлены более расши-
ренные требования к контролю технического состояния КА.
Основные из них были следующие:
-	управление КА должно осуществляться на основе
информации оперативного контроля. Применение ин-
формации телеизмерений допускается, как правило, при
возможном отказе аппаратуры КА, при летно-конструк-
262
Глава 9
торских испытаниях и в сутки проведения профилактиче-
ского контроля;
-	БКУ должен обеспечить постоянный автоматический
контроль технического состояния бортовых систем КА, кон-
троль работоспособности БПО и отработки РП с необходимой
периодичностью и достоверностью.
В процессе контроля должна осуществляться выдача
в БА и НКУ необходимых данных для адаптивного изменения
в случае возможных отказов в БА. Работоспособность КА в
полете должна подтверждаться периодическим радиотеле-
метрическим контролем состояния систем, отработки про-
грамм и команд управления специальной и обеспечивающей
аппаратуры.
Средства НКУ должны обладать таким уровнем автомати-
зации, который позволял бы за межсеансный интервал связи
с КА дать оценку состояния КА и обеспечить, при необходи-
мости, организацию съема ТМИ. Время сбора, обработки ин-
формации, обнаружения и локализации отказов, определения
технического состояния бортовых систем, выработки управ-
ляющих воздействий и передачи их на борт КА с целью вос-
становления работоспособности должно быть таким, чтобы
минимизировать возможное ухудшение заданной производи-
тельности КА. Кроме того, при разработке системы контроля
должны учитываться требования в части необходимости обе-
спечения автономного полета КА.
Должна быть предусмотрена возможность автоматиче-
ского формирования и выдачи из БКУ КА сигнала «Вызов
НКУ» при наличии на борту КА нештатной ситуации, а в НКУ
осуществляются дежурный прием этого сигнала и соответ-
ствующее планирование работы средств НКУ.
Функционирование бортового комплекса
управления при полете КА типа «Янтарь»
Весь орбитальный участок полета КА может быть пред-
ставлен последовательностью временных отрезков, на каж-
дом из которых БКУ реализует один из следующих режимов:
-	режим приведения КА в ориентированное положение;
-	режим работы аппаратуры наблюдения;
-	режим доставки информации наблюдения;
-	режим проведения маневра;
-	режим уточнения параметров движения центра масс КА.
Целевое назначение КА заключается в получении ин-
формации наблюдения, которое реализуется БКУ в режиме
работы аппаратуры наблюдения. Основная задача БКУ - ор-
ганизация условий (оперативность, точность, навигационные
данные и т. п.), позволяющих обеспечить получение аппара-
турой наблюдения информации необходимого качества.
Функционально режим работы аппаратуры наблюдения
можно разделить на три участка: подготовительный, работа
аппаратуры наблюдения, завершающий.
В начале работы БКУ отключает коррекцию комплекса ко-
мандных приборов от инфракрасной вертикали, т. к. впослед-
ствии возможно появление значительных угловых скоростей,
а при необходимости БКУ обеспечивает проведение астро-
коррекции для уточнения построения орбитальной системы
координат на борту. Кроме того, на подготовительном участке
организуется проведение перекладок панелей солнечных ба-
тарей и сброс накопленного кинематического момента, если
угол отклонения рамок СГК превышает допустимое значение.
На участке работы аппаратуры наблюдения БКУ организует от-
работку маршрутов, обеспечивая предварительное включение,
подготовку аппаратуры наблюдения и управление ее работой
на маршруте.
К моменту начала каждого маршрута БКУ обеспечива-
ет необходимое положение оптической оси по каналу кре-
на путем совершения программного поворота по крену и
управление соответствующим блоком аппаратуры наблюде-
ния. Если интервал времени от окончания одного маршрута
до начала следующего достаточен для проведения ППК на
необходимый угол, производится ППК на СГК, иначе ППК
производится на УРД. На всем протяжении режима БКУ обе-
спечивает гармонический разворот КА по каналу рыскания
с целью компенсации вращения Земли.
По окончании последнего маршрута начинается завер-
шающий участок режима, где БКУ включает коррекцию
ККП от ИКВ, организует поворот в нулевое положение по
крену, после чего работа БКУ в режиме заканчивается, и
БКУ организует оперативное планирование очередной за-
дачи.
В процессе реализации программы полета КА типа
«Янтарь» возможно возникновение неисправностей в БА,
агрегатах, механизмах или элементах конструкции КА,
причиной которых являются либо конечная величина их
технической надежности, либо влияние на их работоспо-
собность последствий неисправности какой-либо другой
системы КА.
Возникновение неисправностей приводит, как прави-
ло, к некоторому снижению уровня технической эффек-
тивности КА, которая в целом, в зависимости от вида
неисправности, может меняться в довольно широких
пределах.
В зависимости от характера неисправности задача вос-
становления или сохранения работоспособности КА решает-
ся одним из следующих методов:
-	с помощью средств, встроенных в систему;
-	с помощью средств БКУ;
-	с помощью средств НКУ.
С помощью встроенных в систему средств контроля и
схемной автоматики при возникновении отказа осуществля-
ется автоматическое устранение отказа. Такими системами
являются, например, система терморегулирования, команд-
но-измерительная система, бортовое синхронизирующее
устройство и др.
Распределение функций управления КА при возникнове-
нии неисправностей между БКУ и НКУ определяется исходя
из следующих критериев:
-	критичность ко времени выдачи управляющих воздей-
ствий с целью предотвращения возникновения опасных по-
следствий неисправности для КА;
-	наличие на борту КА средств распознавания неисправ-
ности и диагностики;
-	наличие на борту КА математических моделей, ме-
тодов и средств для устранения неисправности и обеспе-
чения работоспособности КА после возникновения неис-
правности.
263
АО «РКЦ «Прогресс»
С помощью БКУ организуется управление КА при воз-
никновении неисправностей, критичных ко времени выдачи
управляемых воздействий с целью предотвращения возник-
новения опасных последствий для КА, при условии наличия
на борту средств для распознавания этих неисправностей и
средств для предотвращения развития последствий неис-
правностей. На НКУ возлагаются функции управления КА
при возникновении на борту априори не прогнозируемых (не
содержащихся в бортовой модели) неисправностей, не при-
водящих к опасным последствиям для КА, или при неисправ-
ностях, некритичных к выдаче управляемых воздействий на
устранение неисправности. Кроме того, с помощью средств
НКУ осуществляется восстановление работоспособности КА
после определения на НКУ места отказа, если задачу диагно-
стики на борту решить невозможно.
При возникновении неисправностей БКУ путем выдачи со-
ответствующих управляющих воздействий обеспечивает про-
должение выполнения программы полета (возможно, с каки-
ми-либо ограничениями), либо выключение БА и перевод КА
в ориентированный дежурный или неориентированный по-
лет, если определение места отказа невозможно средствами
БКУ; кроме того, БКУ должен обеспечивать управление КА по
результатам контроля операций, отрабатываемых БКУ.
В БПО БКУ для управления КА при возникновении неис-
правностей БА предназначен специальный режим «Управ-
ление при неисправностях БА». Основными задачами этого
режима были:
-	организация переключения конкретной БА КА на ре-
зервные комплекты;
-	организация перевода КА в режим функционирования,
предотвращающий развитие последствий возникновения не-
исправности БА, распознанной встроенными в нее средства-
ми контроля, или идентифицированной программами БПО
как возникновение нештатной ситуации с возможными недо-
пустимыми последствиями.
Под НП подразумевают полет, при котором БКУ планиру-
ет и решает только задачу проведения сеансов связи. Полет
в этом режиме осуществляется при неработающей СУД. Под
ОДП понимается полет, при котором БКУ планирует и решает
задачи ориентации, коррекции комплекса командных прибо-
ров, проведение перекладок панелей солнечных батарей, про-
ведение сеанса связи.
На НКУ для управления КА при возникновении неисправ-
ности БА решаются следующие основные задачи:
-	контроль появления сигнала с борта «Вызов НКУ»;
-	выдача управляющих воздействий на устранение отказа и
восстановление работоспособности КА в целом.
Задачи решаются НКУ путем передачи на борт КА разо-
вых команд, содержащих в себе необходимые управляющие
воздействия на бортовую аппаратуру, закладки РП с исход-
ными данными для программ БПО и данные по включению
программ.
Основной вклад в создание этой методологии внесли
В.С.Кандалов, В.А.Мочалов, Г.В.Бесчастнов, С.В.Фролов,
Ф.А.Крымов, В.В.Монахов, Г.А.Смышляев, В.В.Серов,
РНАхметов, Н.Н.Анцупова, С.К.Григорьев, Г.М.Хованский,
Л.И.Фролова, В.А.Афанасьева, Д.В.Пономарев, А.Н.Богданов
и многие другие.
Автоматизированная система управления
космическими аппаратами дистанционного
зондирования Земли типа «Ресурс»
АСУ эксплуатирующихся в настоящее время и перспек-
тивных КА ДЗЗ, к которым относятся КА «Ресурс-ДК1»,
«Ресурс-П», строятся на следующих основных принципах:
-	высокая автономность КА за счет передачи части функ-
ций управления КА с НКУ в БКУ, что возможно в результате
насыщения бортовых систем и бортовой аппаратуры вычис-
лительными средствами;
-	навигационное обеспечение процесса функционирования
КА и наземного сегмента в составе НКУ и наземного комплекса
приема обработки и распространения информации осущест-
вляется с использованием навигационной информации, полу-
ченной на борту КА системой спутниковой навигации с выда-
чей данной информации из БКУ в НКУ в составе ИОК;
-	организация на борту КА контроля состояния КА по те-
леметрической информации по допусковому принципу;
-	осуществление оперативного контроля функциони-
рования КА в НКУ по информации оперативного контроля,
передаваемой по каналу КИС (с привлечением ТМИ только
в сутки профилактического контроля или сутки возникно-
вения на борту КА неисправностей);
-	автоматическое восстановление работоспособности КА
путем организации средствами БКУ автономного перехода на
аппаратные и функциональные резервы при возникновении
неисправностей;
-	сокращение состава привлекаемых средств НКУ на ос-
нове использования малопунктной (однопунктной) техноло-
гии управления;
-	вхождение в связь с КА по каналу КИС по инициативе
НКУ в режиме «Вызов БКУ».
АСУ КА типа «Ресурс» имеет максимальную унифика-
цию с другими КА, т. к. при создании НКУ использовались
существующие на тот момент наземные средства управле-
ния, контроля и связи, а при разработке БКУ максимально
заимствовалась методологическая, приборно-аппаратурная
и программно-алгоритмическая база, созданная на пред-
приятии при разработке БКУ КА ДЗЗ. При этом идет посто-
янное совершенствование бортовой аппаратуры с целью
обеспечения более длительного срока активного существо-
вания КА, учитывается накопленный опыт при летно-кон-
структорских испытаниях и штатной эксплуатации КА.
Значительно больше задач решается средствами БКУ КА
по отношению к БКУ предыдущих поколений. Распределение
задач управления между БКУ и НКУ за 30-40 лет изменилось
в пользу БКУ с 20 % в 1970-е гг. до 90 % в современных
КА ДЗЗ.
К задачам, решаемым в БКУ, относятся:
-	решение задач баллистико-навигационного обеспече-
ния на основе использования спутниковой системы навига-
ции и навигационного поля СРНС ГЛОНАСС и, при необходи-
мости, системы GPS;
-	формирование программы управления угловым дви-
жением КА для наведения АН на заданный объект, маршрут,
а также для проведения других операций тестирования БКУ
КА;
264
Глава 9
мко
(ЦА, обеспечивающие системы КА)
Структурная схема БКУ КА «Ресурс-П»
-	отработка программы управления угловым движени-
ем КА;
-	автоматическая сверка и коррекция бортовой шкалы
времени по информации, получаемой от навигационных
спутников системы ГЛОНАСС;
-	организация выдачи на наземные средства управления
навигационной информации;
-	формирование в БВС параметров пространственной
ориентации и в БСКВУ навигационной информации для по-
следующей передачи на НКПОР по каналу передачи целевой
информации;
-	планирование режимов работы АН, расчета необходи-
мых исходных данных для ее функционирования в соответ-
ствии с информацией, заданной с Земли;
-	обеспечение возможности организации сеансов связи
с КА по каналу КИС по инициативе НКУ (реализация задачи
«Вызов БКУ»);
-	контроль работоспособности (технического состоя-
ния) БА КА, диагностики и распознавания неисправностей,
парирование их последствий и восстановление работоспо-
собности КА путем организации автономного переключения
средствами БКУ (без привлечения средств НКУ) на резервные
комплекты при выявлении неисправностей в их основных
комплектах;
-	перевод КА в состояние, обеспечивающее предотвраще-
ние развития нештатных ситуаций.
В состав БКУ КА типа «Ресурс» входят следующие основ-
ные системы:
-	бортовая вычислительная система «Салют-5М»;
-	управляющая вычислительная система разработки НИИ
«Субмикрон» в составе: цифровая вычислительная система
БЦВМ-С, дежурное командное устройство;
-	бортовая аппаратура командно-измерительной системы
«Компарус-А2» («Компарус-05») разработки ОАО «НИИ ТП»
(г. Москва);
-	бортовая система телеметрических измерений, голов-
ной разработчик - ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»;
-	система управления движением «Альбатрос», головной
разработчик - ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»;
-	система спутниковой навигации, головной разработчик
- ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»;
-	бортовое синхронизирующее координатно-временное
устройство разработки ОАО «РИРВ» (г. Санкт-Петербург);
-	система трансляции команд и распределения питания,
разработчик - ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
Системы БКУ обеспечивают функционирование КА в те-
чение срока активного существования не менее 5 лет.
Центральным управляющим звеном БКУ является БВС
«Салют-5М», в которой реализуются алгоритмы управления
и контроля систем и БА. Основным каналом информационно-
го и управляющего обмена является мультиплексный канал
обмена, т. к. основная часть БА БКУ, обеспечивающих систем
и целевой аппаратуры в своем составе имеют вычислитель-
ные средства - оконечные устройства, которые, наряду с обе-
спечением информационного обмена с БВС, осуществляют
управление непосредственно бортовой аппаратурой. В основ-
265
М) «РКЦ «Прогресс»
ном одноименные БА по составу и назначению аналогичны
БА КА типа «Янтарь».
БСКВУ осуществляет выдачу синхросигналов и оцифров-
ку секундных интервалов шкалы времени в БА, обеспечивая
синхронную работу БА в едином времени, и проводит навига-
ционные измерения по навигационным спутникам.
БСТИ осуществляет сбор, запоминание и передачу по
собственному радиоканалу на НКУ телеметрической инфор-
мации, необходимой для проведения анализа технического
состояния и функционирования бортовых систем, агрегатов
и конструкции КА.
Система работает в следующих режимах:
-	непосредственная передача ТМИ по собственному ради-
оканалу в темпе ее формирования;
-	запоминание ТМИ в запоминающем устройстве;
-	совмещенный режим передачи текущей ТМИ и воспро-
изведение ТМИ, запомненной в запоминающем устройстве;
-	выдача данных в БВС.
Управление системой производится разовыми командами
управления и по мультиплексному каналу обмена.
Организация решения функциональных задач
БКУ
В основу организации работы БКУ КА положен принцип,
принятый в ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», в соответствии с ко-
торым обеспечивающие и технологические задачи в процессе
летной эксплуатации КА в БКУ решаются в основном авто-
номно, т. е. без привлечения информации или управляющих
воздействий из НКУ.
Основой БКУ является организующая система, которая
обеспечивает требуемую автономность решения штатных
задач и управление в аномальных ситуациях. В структуре
ОС - пять функциональных элементов (подсистем), реали-
зованных в виде совокупностей бортовых программ. Верх-
ний уровень - подсистема принятия решений и координации
Функциональная схема БКУ
управления КА - обеспечивает взаимосвязанное функцио-
нирование всех подсистем ОС, исходя из текущей обстанов-
ки на борту КА. Нижний уровень - подсистема исполнения
принятых решений, т. е. команд управления на бортовые си-
стемы. Наличие трех автономных подсистем среднего уров-
ня (бортовое планирование, контрольно-диагностическое
и баллистико-навигационное обеспечение) обеспечивает
требуемый уровень автономности полета КА (до нескольких
суток) с сохранением высокой производительности прове-
дения целевых работ. А функциональное наполнение этих
подсистем определяет степень интеллектуализации процес-
сов управления.
Это позволяет обеспечить решение задачи управления
КА на этапе штатной эксплуатации в основном режиме его
функционирования с использованием малопунктной (одно-
пунктной) технологии управления КА (один-два пункта при
штатном функционировании КА и не более трех пунктов при
возникновении на борту КА неисправностей или нештатных
ситуаций), т. е. минимизировать загрузку средств НКУ. Кро-
ме того, при этом создается возможность обеспечения по-
вышенной устойчивости КА к неисправностям элементов его
приборно-аппаратурного комплекса и обеспечения его го-
товности к продолжению выполнения целевой задачи после
завершения бортовыми средствами КА комплекса операций,
направленных на парирование последствий неисправности,
выявленной встроенными средствами контроля бортовых си-
стем КА или с использованием средств БКУ.
Задание информации из НКУ предусматривается, глав-
ным образом, в случаях, когда целесообразно предоста-
вить НКУ или НКПОР определенную возможность влияния
на работу КА, исходя из специфики его целевого приме-
нения или обеспечения устойчивости функционирования
КА и системы в целом. Для получения высококачественной
целевой информации при решении целевых задач КА ис-
пользуется по-прежнему программно-координатный метод
управления.
Расчет исходных данных для обе-
спечения работы АН и расчет программы
управления угловым движением на участ-
ках съемки осуществляются на основе
навигационной информации, уточняемой
по результатам работы ССН (основной ва-
риант) или задаваемой в составе РП с НКУ
(резервный вариант).
Обеспечение решения БКУ целевых
задач осуществляется в соответствии
с информацией, содержащейся в про-
грамме работы целевой аппаратуры. По-
сле задания в БКУ указанной программы
реализация функциональных задач осу-
ществляется также автономно. Органи-
зующие функции в БКУ выполняются
программами верхнего уровня иерархии
бортового программного обеспечения -
программами планирования и комплекс-
ного функционирования.
Под планированием работы КА в БКУ
понимается процесс расчета и реализа-
266
Глава 9
ции необходимой временной программы работы алгоритмов,
осуществляющих взаимосвязанное управление бортовыми
системами в реальном времени (алгоритмов режимов и ряда
рабочих алгоритмов) с целью выполнения планируемой на-
земными средствами программы работы КА.
Процесс планирования включает в себя подготовку не-
обходимых исходных данных для планируемых алгоритмов,
а также их включение в момент времени, определяемый
логикой работы БКУ. Исходными данными для планирова-
ния работы КА в БКУ является заданная рабочая программа
функционирования АН.
В процессе планирования для получения максимальной
точности решения задач ДЗЗ пересчет координат заданных
объектов наблюдения во временную программу работы АН
производится по навигационной информации, полученной по
результатам измерений ССН. Планирование обеспечивающих
задач производится автономно исходя из безусловного вы-
полнения заданной программы работы АН.
Формирование временной диаграммы работы БА произ-
водится с учетом текущего реального состояния БПО, БА и КА
в целом на момент планирования.
В процессе планирования отработки задач производится
контроль корректности исходных данных, заданных для их
реализации, в части:
-	возможности отработки задач в зависимости от реаль-
ного состояния КА;
-	наличия достаточного интервала времени между режи-
мами комплексного функционирования.
Перед включением программ, реализующих отработку
заданных задач, а также в процессе их отработки планиру-
ющие программы производят подготовку соответствующих
исходных данных. Подготовка исходных данных для реали-
зации задач включает:
-	расчет по полученной ССН навигационной информации
временных и параметрических характеристик управления для
наблюдения задаваемых в РП целей;
-	трансляцию исходных данных, заданных в массиве РП;
-	расчет программы управления угловым движением КА
для задач, на участках работы которых требуется определен-
ная ориентация.
После завершения подготовки исходных данных произ-
водится контроль ограничений на возможность реализации
задачи. При превышении ограничений реализация задачи от-
меняется.
Работа программ планирования начинается на началь-
ном участке орбитального полета. Под начальным участком
орбитального полета понимается интервал от отделения КА
от PH до приведения его в состояние готовности к решению
целевой задачи.
После обработки массива РП, заложенной на борт КА,
производится вызов программы общего планирования. Про-
грамма общего планирования работает с витковой периодич-
ностью.
БКУ обеспечивает автономное включение БА КИС в се-
ансный режим для проведения сеансов связи с НКУ и БИТС
в режим НП для выполнения задач сеансов связи на заплани-
рованных витках. Включение БА КИС и БИТС производится
до начала зоны радиовидимости КИПов на витке, выключе-
ние БА КИС и БИТС - после окончания ЗРВ. На остальных
«видимых» витках БКУ путем включения БА КИС в дежурный
режим обеспечивает возможность вхождения в связь с КА по
инициативе НКУ (решение задачи «Вызов БКУ»).
Реализация каждой функциональной задачи (режима
функционирования БКУ) в процессе выполнения программы
полета осуществляется отработкой БКУ ряда логически за-
вершенных функциональных участков, в пределах каждого
из которых осуществляется организация взаимосвязанной
работы БА, систем, агрегатов и механизмов КА, а также соот-
ветствующих программ БПО БВС. Программы, организующие
комплексное функционирование БА из соответствующих про-
грамм БПО при выполнении данных задач, в соответствии со
структурой относятся к программам режимов.
Основные требования по контролю
функционирования КА
Контроль функционирования КА и диагностика отказов и
неисправностей, которые могут возникнуть на нем, состав-
ляют важную часть общего процесса управления КА. Целью
контроля является:
-	определение технического состояния приборов, систем,
агрегатов и КА в целом и обеспечение контрольно-диагности-
ческой информацией для принятия решения по управлению
КА в БКУ и НКУ для прогнозирования состояния КА;
-	контроль выполнения программы работы АН обеспечи-
вающей аппаратуры.
Организация контроля состояния КА осуществляется пу-
тем реализации следующих мероприятий:
-	контроль текущего состояния бортовых систем встроен-
ными схемно-программными средствами с глубиной, обеспе-
чивающей автоматическое восстановление функционирования
бортовых систем, в т. ч. переход на резервные блоки при воз-
никновении неисправностей;
-	контроль условий функционирования бортовых систем,
а также контроль функционирования бортовых систем, не
имеющих в своем составе встроенных средств контроля;
-	контроль выполнения функциональной задачи, запла-
нированного режима, хода вычислительного процесса в БВС,
операций управления;
-	контроль ресурсов бортовых систем;
-	формирование, накопление и передача на НКУ кон-
трольной информации о состоянии КА с глубиной, обеспе-
чивающей определение состояния всех структурных единиц
аппаратуры, в т. ч. резервных;
-	контроль состояния КА в НКУ.
Из всего объема контрольной информации, получаемой
с КА, можно выделить информацию оперативного контроля.
ИОК-это ограниченный объем информации, формируемый
БВС в виде массивов цифровой информации и содержащий
обобщенную информацию об отказах БА и ошибках в БПО,
информацию о выполнении целевых задач и баллистиче-
скую информацию. ИОК содержит также ограниченный объ-
ем телеметрируемых параметров приборной ТМИ.
В составе ТМИ имеются массивы цифровой информации,
формируемые БВС и вычислительными средствами борто-
вых систем (ПрТМИ).
267
АО «РКЦ «Прогресс»
Учитывая опыт работы в части управления КА на ос-
нове ИОК, в состав ИОК включаются параметры, характе-
ризующие:
-	выполнение планируемой программы работы БКУ;
-	выполнение планируемой программы работы ЦА;
-	результаты работы БПО контроля ТМИ;
-	состояние систем БА и ЦА (в т. ч. все параметры, позво-
ляющие определить отказы аппаратуры);
-	запасы энергетических ресурсов КА;
-	использование резервных комплектов аппаратуры
БА и АН.
Оперативная оценка состояния КА на всем интервале
полета проводится по ИОК. На этапе ЛИ, при проведении
профилактического контроля, а также в случае нештатной
работы КА привлекается полный объем ТМИ.
К контрольной информации, характеризующей со-
стояние КА, относятся также результаты сверки времени
бортовой и наземной (местной) шкал времени, отчетная
информация, получаемая с НС КИС по результатам прове-
дения сеанса связи, а также результаты получения целевой
информации и оценки ее качества, выдаваемые из НКПОР
в НКУ КА. При этом схемные средства контроля обеспечи-
вают:
-	контроль работоспособности отдельных узлов, агре-
гатов, приборов системы и выдачу информации для авто-
матического переключения на резерв;
-	выдачу сигналов о наличии нештатной ситуации в кон-
тролируемых узлах, агрегатах, приборах системы;
-	проведение тестового контроля системы.
Важнейшую роль играют программные средства контро-
ля систем, которые обеспечивают:
-	контроль параметров, характеризующих работоспособ-
ность и правильность функционирования систем:
-	диагностирование предусмотренных перечнем возмож-
ных отказов и неисправностей;
-	контроль расхода ресурсов системы;
-	формирование контрольной информации по результа-
там контроля системы с целью принятия решения по управ-
лению средствами самой системы;
-	организацию и проведение тестового контроля системы;
-	формирование кода состояния системы и выдачу его,
при необходимости, в БВС.
Передача ИОК в НКУ обеспечивается по обратному каналу
БА КИС.
Организация контроля состояния КА в НКУ должна обе-
спечивать:
-	автоматический сбор, обработку всех видов информа-
ции, оперативное отображение и документирование резуль-
татов обработки на средствах ЦУП;
-	контроль по ИОК выполнения КА заданной программы
полета, оценку состояния и функционирования КА с выдачей
рекомендаций по восстановлению работоспособности БА и
КА в целом при отказах БА и возникновении непредусмотрен-
ных ситуаций;
-	профилактический контроль работоспособности борто-
вых систем КА по ТМИ;
-	выделение и передачу в НКПОР контрольной информа-
ции о работе АН;
-	автоматизированный обмен информацией между ЦУП
и организациями-разработчиками, а также между этими ор-
ганизациями.
При организации сеансов контроля учитывается необходи-
мое количество съемов контрольной информации в различных
вариантах типовых суток полета и режимах функционирова-
ния КА. В типовых сутках количество съемов ИОК должно со-
ответствовать количеству закладываемых на борт КА РП, но не
менее двух раз.
Организация восстановления работоспособности
КА при появлении возможных неисправностей
При возникновении на борту КА неисправности в БА
решение задачи распознавания факта возникновения неис-
правности, парирования ее последствий и восстановления
работоспособности КА осуществляется путем организации
аппаратно-программными средствами БКУ автономного
переключения (без привлечения средств НКУ) на резервные
комплекты БА КА при выявлении неисправностей в их ос-
новных комплектах.
В программных средствах БКУ реализуется система
обобщенного контроля технического состояния и функци-
онирования как систем КА, так и КА в целом, позволяющая
осуществлять распознавание фактов возникновения на борту
КА неисправностей или нештатных ситуаций. При распозна-
вании такого рода ситуаций БКУ обеспечивает организацию
парирования их последствий и в целях предотвращения их
развития обеспечивает перевод КА в один из перечисленных
ниже допустимых состояний (в зависимости от выявленной
на борту КА ситуации):
-	ориентированный дежурный полет;
-	полет в режиме дежурной ориентации;
-	неориентированный полет.
Распознавание и локализация неисправностей, отказов
или сбоев на КА типа «Ресурс» в основном осуществляется
либо средствами БА, либо с привлечением средств БКУ. При
невозможности локализации неисправности на борту КА дан-
ная задача решается с привлечением средств НКУ.
В ориентированном дежурном полете БКУ организует
выполнение следующих задач: ориентация и стабилизация
(по программе управления угловым движением центра масс,
проведение сеансов связи, перекладка панелей батареи сол-
нечной, астрокоррекция, сброс кинетического момента СГК,
уточнение параметров движения центра масс.
При отказах, не нарушающих ориентацию КА, произво-
дится организация перевода в ОДП без повторной реализа-
ции задачи приведения КА в ориентированное положение.
При невозможности решения задачи астрокоррекции и пере-
хода на ориентацию по ПУУД предусматривается перевод КА
в РДО с последующим принятием решения по продолжению
работы КА на наземном комплексе управления.
В РДО БКУ организует выполнение следующих задач: ори-
ентация и стабилизация с использованием ИУС BOA, I/IK ПМВ,
уточнение параметров движения центра масс, перекладки па-
нелей батареи солнечной, сброс кинетического момента СГК,
проведение сеансов связи. При отсутствии возможности вос-
становления работоспособности КА средствами БКУ или са-
268
Глава 9
мой БА (возникновение неисправно-
стей резервных комплектов, блоков,
приборов, каналов (второй отказ)
или при неисправности нерезерви-
руемых устройств) КА переводится
в неориентированный полет. Приня-
тие решения по дальнейшей работе
КА в этом случае производится НКУ.
В неориентированном полете БКУ ор-
ганизует выполнение только задачи
проведения сеансов связи (система
управления движением выключена).
Управление КА при возникно-
вении неисправностей, распозна-
ваемых средствами бортового про-
граммного обеспечения в составе
подсистемы контроля и диагностики
состояния КА, обеспечивает специ-
альный режим БПО «Управление при
возникновении неисправностей».
Реализация функции принятия
большинства управленческих реше-
ний автономно на борту КА как в штатных, так и в нештатных
ситуациях, резко улучшает временные характеристики про-
цессов восстановления работоспособности КА, что позволя-
ет исследовать и создавать АН и бортовые обеспечивающие
средства КА как восстанавливаемые в процессе эксплуатации
системы.
Создание систем управления движением
космических аппаратов дистанционного
зондирования Земли
На всех этапах совершенствования КА наблюдения обзор-
ного, топографического и детального назначения интенсивно
развивались их системы управления движением, отвечая на
неуклонный рост требований постоянно совершенствуемой
аппаратуры наблюдения и требований к производительности
решения целевых задач КАН.
Основы построения систем управления движением от-
ечественных КАН были заложены в 1950-1960 гг. под руко-
водством С.П.Королева и Б.В.Раушенбаха в процессе созда-
ния первых ИСЗ и КА.
Аналоговые системы управления движением
Система управления движением «Чайка»
Достижением первых лет космической эры в области
управления движением ИСЗ и разработки аппаратуры
было создание системы управления движением «Чай-
ка-2», которую по праву можно считать первоосновой всех
СУД КА, предназначенных для решения широкого круга
прикладных и научных задач, в т. ч. на КА «Зенит» первого
этапа. СУД «Чайка-2» для КА обзорного наблюдения «Зе-
нит-2» была разработана в ОКБ-1 и предназначалась для
решения следующих задач:
-	проведение первоначальной выставки в орбитальную
систему координат;
Структурная схема ОСО СУД «Чайка-4»
-	ориентация в ОСК, а также в повернутом по каналу кре-
на положении на фиксированные углы (±15 °, ±30 °) при ра-
боте спецаппаратуры;
-	управление КА при выдаче тормозного импульса для
спуска с орбиты.
Первый КА «Зенит-2» куйбышевского производства был
выведен на орбиту в 1962 г., но еще в конце 1961 г. фили-
алом № 3 ОКБ-1 на базе «Зенита-2» была начата разработ-
ка объекта «Зенит-4», обладавшего гораздо лучшими ТТХ.
В ходе работ над первыми КА наблюдения у сотрудников
филиала № 3 возникло множество идей по их дальнейшей
модернизации. Таким новым объектом и стал КА «Зенит-4М».
При разработке была подвержена существенной модерниза-
ции СУД, получившая наименование «Чайка-4».
Основные элементы модернизации включали в себя:
-	для компенсации «смаза» изображения от вращения
Земли гироорбитант устанавливался с поворотом по рыска-
нию на 3,5 °;
-	для уменьшения ошибок ориентации, обусловленных
отклонениями орбиты от круговой, ИКПМВ настраивался на
среднюю высоту;
-	увеличивался срок активного существования КА с 7 до
14 суток;
-	введены программные повороты по каналу крена в
диапазоне ±18°40' с дискретностью 2°40' и увеличено вре-
мя пребывания в повернутом положении, что существенно
улучшило тактико-технические характеристики КА;
-	возможность проведения коррекции орбиты за счет
установки корректирующей двигательной установки и введе-
ния разворота на 180 ° по рысканию;
-	введена система ионной блокировки, обеспечивающая
отбой команды на включение КДУ и ТДУ при углах ориента-
ции свыше ±5 ° по каналу тангажа и ±10 ° по каналу рыскания.
В режиме нормальной ориентации датчиками угла по кре-
ну и тангажу являлся ИКПМВ, а по рысканию - ГО (в режиме
коррекции). В режиме программных поворотов датчиком угла
крена и рыскания являлся ГО (в режиме свободного гироско-
269
АО «РКЦ «Прогресс»
па), а по тангажу-запоминающий гироскоп. Блок управления
служит для коммутации сигналов с гироприборов, а в счетно-
решающем приборе реализуется логика управления при со-
вершении программных поворотов, выдаче корректирующих
импульсов тяги и формирование управляющих сигналов на
исполнительные органы (УРД).
Все гироприборы, используемые в СУД «Чайка-4», были
разработаны и изготовлены в НИИ ПМ (г. Москва). ИКПМВ
разработан в ЦКБ «Геофизика» (г. Москва). БУ и СРП были
разработаны в филиале № 3 ОКБ-1 и изготовлены на заводе
«Прогресс».
СУД «Чайка-4» обеспечивала ориентацию КА в ОСК с точ-
ностью ±1,5 ° по крену и тангажу и ±3,5 ° по каналу рыска-
ния в ограниченном диапазоне высот и эксцентриситетов
орбит. Точность ориентации по угловой скорости - не хуже
±0,03 град./с.
По ТЗ филиала № 3 ОКБ-1 была заказана в НИИ-125 но-
вая ТДУ с увеличенной тягой управляющих УРД.
СУД «Чайка-4» успешно функционировала в составе
БКУ КА «Зенит-4», «Зенит-4М», а также на КА «Интеркос-
мос-5», предназначенном для исследования частиц высокой
энергии.
Система управления движением «Иволга»
В конце 1960-х и начале 1970-х гг. настойчивые конструк-
торские поиски в направлении модернизации объектов типа
«Зенит» для решения новых задач привели к разработке
картографического комплекса «Зенит-4МТ». Для КА «Зенит-
4МТ» в филиале № 3 ОКБ-1 была разработана СУД «Иволга»,
являвшаяся дальнейшим развитием СУД типа «Чайка».
Улучшение технических характеристик системы было
достигнуто за счет более совершенных командных и испол-
нительных приборов и логической схемы формирования
управляющих сигналов. Отличительными особенностями
СУД «Иволга» были:
-	возможность работы на эллиптических орбитах за счет
применения прибора ИКПМВ с автоматической подстройкой
схемы этих приборов были разработаны КФЦКБЭМ, а сами
приборы по техническим заданиям КФЦКБЭМ изготовлялись
на харьковском заводе «Коммунар»;
-	бездусовая схема управления, обеспечивающая эко-
номичность системы при поддержании требуемой точности
стабилизации.
Сигналы отдатчиков углов (ИКПМВ, ГО) и угловых скоро-
стей (БДУС), подвергшись суммированию, усилению и огра-
ничению в блоке управления, преобразовывались в блоке
БВДСО в последовательность управляющих импульсов, по-
даваемых на УРД
СУД «Иволга» обеспечивала точность ориентации
КА в ОСК не хуже ±1,5 ° по каналам крена и тангажа и
±3,5 ° по каналу рыскания на протяжении всего периода
движения по орбите. Угловые скорости стабилизации - не
хуже ±0,03 град./с. Резервная система ориентации заим-
ствовалась с СУД «Чайка-4» с установкой нового прибора
ИКПМВ.
Кроме КА «Зенит-4МТ», СУД «Иволга» успешно функ-
ционировала на 11 биологических спутниках «Бион», запу-
скаемых для исследования воздействия космической среды
на биологические объекты, и на 12 технологических КА «Фо-
тон», запускаемых для проведения экспериментов по произ-
водству материалов в космосе.
Система управления движением «Сокол-1»
В начале модернизации КА типа «Зенит» качественно
новой разработкой стал КА «Зенит-4МК», имеющий значи-
тельно улучшенные тактико-технические характеристики,
полученные путем модернизации КА «Зенит-4М». Для КА
«Зенит-4МК» была разработана новая СУД, получившая на-
звание «Сокол-1».
Высокие точностные характеристики СУД были достигну-
ты за счет применения специально разработанного прибора-
двухроторной гироорбиты, получившей название «Квант-ГУ».
Прибор разрабатывался в НИИ ПМ (г. Москва) по техническо-
му заданию КФЦКБЭМ.
по высоте; прибор был разработан
ЦКБ «Геофизика» по техническому
заданию КФЦКБЭМ;
-	установка блока датчиков угло-
вой скорости новой разработки с по-
вышенной точностью измерения
угловой скорости; прибор изготов-
лялся на заводе «Прогресс»; габа-
ритные чертежи и принципиальные
электрические схемы прибора были
разработаны КФЦКБЭМ; датчики
угловой скорости разработки завода
электроприборов (г. Москва);
-	унифицированный блок управ-
ления и блок включения двигателей
системы ориентации, обеспечива-
ющий формирование импульсов на
включение УРД различной длитель-
ности, в зависимости от величины
входного сигнала; габаритные черте-
жи и принципиальные электрические
Структурная схема ОСО СУД «Сокол».
U - напряжение питания постоянного тока; оу - угловая скорость; у, и, у - углы
с ИКПМВ
270
Глава 9
Функционально СУД «Сокол» подразделялась на систе-
му ориентации и систему управления пороховой тормозной
двигательной установкой. В свою очередь, СО делилась на
основную систему ориентации и резервную систему ориен-
тации.
Корректируемые от ИКВ сигналы угловых отклонений
с ДРГО и сигналы по угловым скоростям с БДУС после усиле-
ния, ограничения и преобразования в блоке управления сум-
мировались и преобразовывались в управляющие сигналы
в блоке включения двигателей системы ориентации.
Гироинтегратор продольных ускорений обеспечивал вы-
ключение корректирующей двигательной установки при до-
стижении заданного значения кажущейся скорости.
СУД обеспечивала:
-	построение на борту КА орбитальной системы коорди-
нат;
-	ориентацию и стабилизацию КА в ОСК;
-	реализацию программных поворотов по крену в диапа-
зоне ±18°40' или 40 ° с дискретностью 2°40' для обеспечения
условий работы спецаппаратуры;
-	программные повороты по рысканию на 180 ° перед вы-
дачей тормозных корректирующих импульсов;
-	стабилизацию КА в заданном положении во время рабо-
ты корректирующей или тормозной двигательной установки;
-	определение величины кажущейся скорости при выдаче
корректирующих и тормозного импульсов при спуске и фор-
мирование команд на выключение двигательной установки.
Реализованные в приборе «Квант-ГУ» непрерывная
коррекция сигналов по крену и тангажу от разновысотного
ИКПМВ и отработка гармонической программы по рысканию
для компенсации влияния вращения Земли, а также компен-
сация ошибок ДРГО по рысканию, обусловленных системати-
ческой ошибкой ИКПМВ от несферичности Земли, позволили
достичь точности ориентации ±1 ° по всем каналам. Угловые
скорости стабилизации по всем каналам поддерживались на
уровне не хуже 0,005 град./с.
Внедрению на КА ДЗЗ в состав СУД приборов ИКПМВ и
«Квант-ГУ» предшествовала серия экспериментов с прототи-
пами этих приборов на нескольких КА. В процессе штатной
эксплуатации ИКПМВ и ДРГО был проведен ряд эксперимен-
тов по определению их точностных характеристик, результа-
ты которых легли в основу дальнейшего совершенствования
СУД.
Система «Сокол» впервые экспериментально была от-
работана на динамическом стенде на воздушной подушке.
Технологию отработки СУД на ДС разработали Ю.К.Красота
и А.А.Яхонтов. Они предложили методику учета влияния на
макет КА и гиросистемы вращения Земли. Технологию об-
служивания стенда, обеспечивающую сохранность самого
стенда, разработали специалисты лаборатории Г.Г.Чернова.
Они же разработали для стенда имитатор инфракрасной вер-
тикали для обеспечения коррекции гироприбора.
Построенные на элементной базе 1960-х гг. аналоговые
системы типа «Чайка-2», «Иволга», «Сокол-1» постоянно мо-
дернизировались и к середине 1970-х гг. практически исчерпа-
ли свои возможности по повышению точности, мобильности,
надежности при увеличении сроков активного существования
КАН (свыше месяца).
В разработки СУ и СУД аналогового типа существен-
ный творческий вклад внесли Ю.Г.Антонов, А.Л.Бенькович,
С.А.Кустов, Г.В.Бесчастнов В.Е.Золо-тарев, Г.Т.Мокеев,
Ю.В.Белов, М.Г.Кириллова, Т.А.Никулина, Л.И.Пантелеев,
В.И.Сабелькин, В.А.Гуськов, Э.В.Захаржевская, А.З.Колесников,
Ю.С.Симановский, Ю.К.Красота, А.Н.Захаров, В.А.Погодин и
многие другие специалисты ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
Цифровые системы управления движением
В начале 1970-х гг. резко возрос уровень требований
к системам управления космических аппаратов наблюдения
по объему функциональных задач, точности ориентации, опе-
ративности наблюдения и доставки информации, времени
активного существования и надежности функционирования.
На предприятии началось проектирование СУД космических
аппаратов нового поколения. Впервые реализация цифровой
СУД, получившая название «Кондор», была осуществлена
для низкоорбитального маневрирующего КА типа «Янтарь»
с длительным сроком активного существования. Однако
Динамический стенд на воздушной подушке «Вектор»
принципы, заложенные в основу ее разра-
ботки, явились теоретической и практиче-
ской базой для создания цифровых систем
управления КА других типов.
Система управления движением «Кон-
дор»
При создании системы «Кондор» был
решен ряд технических проблем, основны-
ми из которых явились следующие:
-	разработка алгоритмической струк-
туры цифровой многофункциональной
управляющей системы с централизованным
управлением на базе БЦВМ;
-	обеспечение прецизионной ориента-
ции КА в орбитальной системе координат
с использованием принципов астрокоррек-
ции и статистической обработки измери-
тельной информации;
271
АО «РКЦ «Прогресс»
Структурная схема СУД «Кондор»
-	обеспечение высокой экономичности по расходу ра-
бочего тела за счет применения силового гироскопического
комплекса и системы аэродинамического сброса кинетиче-
ского момента системы «КА-СГК»;
-	разработка методов трехосной стабилизации с учетом
упругости конструкции КА (в т. ч. в режиме работы без БДУС);
-	повышение надежности СУД за счет функциональной
избыточности приборного состава и разработки методов ав-
томатизированного контроля;
-	разработка методологической основы и средств экспе-
риментальной отработки СУД.
БЦВМ в контуре управления позволила построить СУД
как многоконтурную трехуровневую систему. Она включила
в себя на верхнем уровне алгоритмы управления режимами
работы СУД, на втором - рабочие алгоритмы, обеспечива-
ющие ориентацию, стабилизацию, астрокоррекцию и пере-
ориентацию КА. На нижнем - алгоритмы управления, съема
и обработки информации приборов СУД.
Система управления движением «Кондор» обеспечивала
решение следующих задач:
-	проведение выставки КА из произвольного в ориенти-
рованное в орбитальной системе координат положение;
-	ориентация КА в ОСК и в повернутом по крену положе-
нии при работе целевой аппаратуры;
-	поворот по тангажу для обеспечения отделения спу-
скаемых капсул и спускаемого аппарата, выдачи коррек-
тирующих импульсов для изменения параметров орбиты,
тормозного импульса и ориентации при проведении ука-
занных операций;
-	перенаведение продольной оси КА с требуемыми угло-
выми скоростями;
-	управление угловым движением СА на траектории спу-
ска с орбиты.
Вся бортовая аппаратура СУД, кроме прибора ИКВ, была
разработана и изготовлена по техническим заданиям ЦСКБ,
а именно:
-	радиовертикаль-высотомер - предприятием РНИИ КП
(г. Москва);
-	БЦВМ, преобразователь сигналов ускорения - предпри-
ятием НПО «ЗЛАК» (г. Москва);
-	комплекс командных приборов, силовой гироскопиче-
ский комплекс - предприятием НИИ КП (г. Ленинград);
-	датчик линейных ускорений - предприятием НИИ ПМ
(г. Москва);
-	блок устройств согласования, блок датчиков угловых
скоростей, приводы панели солнечных батарей - заводом
«Прогресс» (г. Куйбышев);
-	статический преобразователь - предприятием НПО «По-
люс» (г. Томск);
-	астровизирующее устройство - ЦКБ «Геофизика»
(г. Москва).
Прибор ИКВ разработки ЦКБ «Геофизика» был заимство-
ван. Комплексная двигательная установка, входящая в СУД
функционально, разработана в КБ «Химмаш» (г. Королев).
В качестве исполнительных органов впервые в отече-
ственной практике разработки КАН применен СГК с копиру-
ющим подвесом, что позволило осуществить безрасходное
управление КА по трем каналам в режимах стабилизации
в ОСК и программных поворотах по крену. Задачи, требую-
щие значительного быстродействия или парирования возму-
щающих воздействий, выполняются на УРД, которые, кроме
того, используют как резервные по отношению к СГК испол-
нительные органы.
Использование БЦВМ позволило существенно упростить
электрические и кинематические схемы приборов СУД за счет
выполнения ряда их функций программами БПО. Программы
обеспечили решение задачи построения опорной системы ко-
ординат, формирование угловой скорости орбитального дви-
жения, учета ошибок ИКПМВ от несферичности Земли и пр.
Эффективное применение АВУ также стало возможным
с разработкой программ выбора астроориентиров, наведения
на АО, расчета поправок от астрокоррекции к показаниям
гироплатформы и их экстраполяции на весь интервал рабо-
ты ЦА «режим памяти». Реализовано двухконтурное управ-
ление с использованием СГК. Первый контур обеспечивает
собственно управление КА с помощью СГК. Второй - «об-
нуление» КМ системы «КА-СГК» за счет аэродинамического
сброса путем изменения положения центра давления при
управлении панелями солнечной батареи.
Разгрузка СГК также может быть выполнена на УРД.
В связи с тем, что сброс КМ с использованием УРД на участке
работы АН влияет на производительность КАН, на КАН по-
следующей разработки вводится логика гибкого сброса ки-
нетического момента СГК: в случае снижения управляющих
возможностей СГК перед ППК сброс КМ не проводится, а вы-
полняется ППК на УРД с последующим проведением сброса на
межмаршрутном интервале. Кроме того, с целью сокращения
уровня накопления КМ вводится постоянный гармонический
разворот в канале рыскания по вектору скорости набегающе-
го потока. Для исключения влияния на характеристики СУД
засветок Солнцем поля зрения ИКПМВ используется инфор-
мация блока подавления Солнца в контуре коррекции ККП.
Все характеристики СУД «Кондор» по отношению к наи-
более совершенной аналоговой СУД «Сокол-1» лучше не ме-
нее чем в 2 раза, а ресурс штатной работы - в 3-4 раза.
Дальнейшие модернизации осуществлялись в направлениях
повышения точности ориентации, улучшения динамики управ-
ления ориентацией и увеличения ресурса эксплуатации. Совер-
шенствовались измерительная база СУД, алгоритмы коррекции,
фильтрации и компенсации ошибок чувствительных элементов.
272
Глава 9
Улучшение динамики СУД достигалось за счет модер-
низации СГК, сокращение времени переходных процессов
переориентации и минимизации возмущений упругой кон-
струкции КА - путем совершенствования законов и алго-
ритмов управления, а также применением специальных
демпферов упругих колебаний ПСБ.
Требуемая надежность функционирования цифровой
СУД достигается функциональной избыточностью ее при-
борного состава, организацией контроля и диагностирования
средствами наземного комплекса управления по телеметри-
ческой информации и информации оперативного контроля,
а также использованием бортовых алгоритмических аппарат-
ных средств контроля, предназначенных для предотвращения
развития возможных нештатных ситуаций.
Алгоритмически контролируется длительность выпол-
нения ряда функциональных задач СУД (программные пово-
роты по крену и тангажу, гашение угловых скоростей, сброс
кинетического момента на УРД, перекладки ПСБ) и длитель-
ность работы УРД. Аппаратный контроль ведется по положе-
нию подвижных систем СГК и гироплатформы и реализуется
установкой концевых контактов.
Системы управления движением, разрабатываемые в на-
стоящее время для КАН с длительным сроком автономного
функционирования, имеют в своем составе аппаратные и ал-
горитмические средства автономного контроля, диагностики
и управления внутренними резервами, а также обладают спо-
собностью автономного выбора на борту астроориентиров
с учетом существующих ограничений как по конструкции КА,
так и по положению светил.
Программы контроля и диагностики СУД предусматривают
постоянный динамический контроль каналов стабилизации и
построения опорной системы координат с глубиной до уровня
отказавшего прибора (ДУС, ИКВ или УРД) или группы приборов
с последующим восстановлением работоспособности СУД за
счет автоматического переключения на резервный прибор или
группу приборов. В основу автоматического контроля положен
принцип сравнительного анализа векторов текущего и эталон-
ного состояния СУД. Причем вектор текущего состояния изме-
ряется чувствительными элементами СУД, а вектор эталонного
состояния рассчитывается по модели движения относительно
центра масс на основе фактических управляющих воздействий.
Динамический контроль каналов стабилизации дополня-
ется введением астроконтроля и тестового контроля каналов
ориентации и стабилизации. Астроконтроль заключается
в слежении за двумя астроориентирами либо одновременно
двумя АВУ, либо последовательно перед решением наиболее
ответственных задач - отстрела СК, проведения маневра. Те-
стовый контроль проводится периодически и основывается
на оценке реакции системы на зондирующее воздействие -
программное изменение положения КА.
Дополнительные пути повышения надежности СУД обу-
словлены возможностью закладки с НКУ в ОЗУ БЦВМ спе-
циальных программ (ПрОЗУ) в случае отказа прибора, появ-
ления необходимости изменения бортовой программы или
введения новой. Это позволит заменить отказавший прибор
на функционально избыточный или на группу приборов и
восстановить работоспособность программного математиче-
ского обеспечения.
ПрОЗУ эффективно использовались при отказах при-
боров СУД на ряде КАН, в частности, при отказах гироплат-
формы. В этих случаях закладываемые ПрОЗУ обеспечивали
проведение режима начальной выставки, последующую ори-
ентацию в ОСК, повороты по тангажу для отстрела спускае-
мых капсул и спускаемого аппарата, угловое положение КА
при этом определялось алгоритмом оценки ориентации по
показаниям БДУС и ИКПМВ.
Последующие разработки ПрОЗУ обеспечили возмож-
ность проведения режима работы АН при отказе гироплат-
формы. ПрОЗУ на одном из КА для гарантированного вы-
полнения режимов коррекции орбиты вводился контроль
заданной ориентации по астроориентирам.
В 1970-1980-е гг. на основе конструктивно-аппаратурной
базы спутника «Янтарь-2К», в составе БКУ которого была
СУД «Кондор», в ЦСКБ была разработана и реализована уни-
кальная серия спутников наблюдения, позволяющих полу-
чать детальную широкополосную и обзорную информацию
с высоким разрешением и высокой степенью оперативности.
Бесплатформенная система орбитальной ориентации
«Колибри»
Бесплатформенная система орбитальной ориентации
разработана для низкоорбитальных КА топографического
наблюдения. Эта система обеспечивает выполнение следую-
щих задач:
-	построение осей ориентации, т. е. орбитальной системы
координат (ОСК) в качестве опорной в различных режимах
работ КА;
-	выставка осей КА из произвольного положения в задан-
ное в ОСК;
-	стабилизация связанных осей КА в заданном относи-
тельно ОСК положении на интервале решения целевых или
функциональных задач;
-	развороты по рысканию и тангажу для выдачи коррек-
тирующих импульсов при маневрах на орбите;
-	управление угловым движением КА и панелей СБ для
обеспечения необходимого энергобаланса.
В СУД реализована схема построения орбитальной си-
стемы координат на борту КА, основанная на использовании
интегрирования системы дифференциальных уравнений ки-
нематической модели движения КА относительно ОСК, кор-
ректируемой сигналами инфракрасной вертикали. Инфор-
мация об угловых скоростях КА относительно инерциального
пространства, необходимая для построения на борту кинема-
тической модели движения КА относительно ОСК, снимается
с блока датчиков угловых скоростей.
Расчет угловой скорости вращения ОСК относительно
инерциального пространства, используемый в кинемати-
ческой модели движения КА, а также интегрирование урав-
нений кинематической модели движения КА относительно
ОСК реализованы в бортовых программах в БЦВМ. Коррек-
ция кинематической модели движения КА сигналами ИКВ
используется в течение всего времени полета, за исклю-
чением участков программного поворота по рысканию и
работы КТД.
Для исключения влияния Солнца при попадании его в поле
зрения ИКВ введено отключение сигналов коррекции по анализу
273
АО «РКЦ «Прогресс»
Структурная схема СУД БВ «Икар».
Al/ — приращение кажущейся скорости от измерителя линейных ускорений; j - угол с ИКВ; w - скорость с БДУС;
U - напряжение на УРД и на камеру сгорания КТД
выходного сигнала блока подавления помехового сигнала ИКВ.
В качестве исполнительных органов, создающих управляющие
моменты, применяются управляющие ракетные двигатели.
На участке работы КТД при выдаче импульса тяги ин-
формация о линейных ускорениях формируется датчиком
линейных ускорений, сигналы с которого поступают в ПСУ,
где преобразуются в информацию о приращении линейной
скорости и используются бортовой программой управления
КА при выдаче импульса. Управляющие моменты обеспечи-
ваются поворотом в кардановом подвесе электроприводами
камеры сгорания маршевого двигателя.
Структура БПО системы включает в себя следующие
группы типовых алгоритмов:
-	автономное планирование решения функциональных
задач;
-	информационный обмен с бортовой аппаратурой;
-	построение опорной (орбитальной) системы координат
и управление ориентацией КА;
-	стабилизация и программные повороты;
-	управление движением КА и маршевым двигателем при
маневрах на орбите;
-	управление живучестью СУД.
В СУД «Колибри» реализованы следующие бортовые ал-
горитмы управления живучестью: контроль стабилизации КА,
диагностика до уровня отказавшего прибора и автономная
реанимация СУД посредством введения резервной БА вместо
отказавшей. Кроме того, задача диагностики отказа на участ-
ке работы маршевого двигателя и восстановления работо-
способности СУД решена без прерывания текущего процесса
выдачи импульса тяги.
СУД «Колибри» находится в серийной эксплуатации
в составе топографического комплекса «Янтарь-1 КФТ»
с 1982 г.
Необходимо сказать еще об одном важном и приори-
тетном использованием СУД типа «Колибри» в составе БВ
«Икар», созданном для коммерческих запусков спутников
«Глобалстар». Целевые задачи БВ были полностью реше-
ны путем адаптации к ним СУД типа «Колибри». При этом
был расширен высотный диапазон СУД до 1000 км.
Ввиду особой ответственности выполнения миссий по вы-
ведению полезных нагрузок БВ «Икар» потребовалось допол-
нительно решить ряд задач обеспечения живучести СУД без
вмешательства НКУ путем реализации в системе управления
живучестью элементов искусственного интеллекта. В ходе ра-
бот над БВ «Икар» определился облик нового типа, который
имеет своей задачей не только довыведение полезной нагруз-
ки на рабочую орбиту, но и обеспечение необходимой ориен-
тации ПН на промежуточной орбите и при расстановке ПН по
рабочим орбитам. В связи с этим сформировалось еще одно
новое направление разработки СУД специально для БВ.
Основными характерными особенностями такой СУД яв-
ляются:
-	малая масса;
-	минимальное время готовности к работе;
-	отсутствие ограничений на режимы ориентации и гиб-
кость в реализации комбинаций этих режимов;
-	глубокое резервирование СУД и обеспечение макси-
мальной живучести.
Надежность и живучесть СУД обеспечивалась резерви-
рованием приборов БДУС, ИКПМВ, ПМВВ и УРД. Резервные
274
Глава 9
комплекты БДУС, ИКПМВ и ПМВВ использовались по схеме
«нагруженного» резервирования и совместно с основными
комплектами образовывали два информационно-измеритель-
ных тракта, обеспечивавших параллельное вычисление пара-
метров ориентации.
Резервный контур служил для восстановления исходного
состояния системы при обнаружении отказа БА основного
контура. Восстановление работоспособности при обнаруже-
нии и локализации отказов БДУС, ИКВ (ПМВВ) или УРД осу-
ществлялось без прерывания функционирования системы.
Система управления движением «Альбатрос»
Дальнейшее развитие СУД низковысотных КАН связано
с созданием космических комплексов с оптико-электронной
аппаратурой детального наблюдения. Специфические осо-
бенности формирования видеоинформации этой аппарату-
рой, отличающие ее от фотографических систем, вызвали
необходимость радикального обновления СУД. Потребова-
лось достичь в несколько раз большей точности ориентации
КА во время съемки, в десятки раз большей программной
угловой скорости КА во время съемки и сложной простран-
ственной траектории углового движения, а также длительных
серий интенсивного перенацеливания поля зрения аппарату-
ры в широком диапазоне углов.
На начальном этапе создания проблемным вопросом стало
наличие необходимой гироскопической базы. Разработки ве-
дущих в этой области предприятий (НИИ ПМ, НИИКП, НИИАП)
на основе традиционных для них технических решений не
могли удовлетворить всему комплексу требований ТЗ на СУД.
На современном этапе разработки СУД появились новые
возможности для решения по-прежнему уникальных задач
определения ориентации КА ДЗЗ с оптико-электронной длин-
нофокусной АН. Появилось предложение ЦНИИ «Электро-
прибор» (ген. директор - академик РАН В.Г.Пешехонов, гл.
конструктор - Б.Е.Ландау) о создании БИНС на основе элек-
тростатических гироскопов. В итоге система на ЭСГ впервые
в отечественной и мировой практике для применения в кос-
мосе была создана. Летно-конструкторские испытания БИС-
ЭГ на КА «Ресурс-ДК1» показали, что столь решительный пе-
ренос в космос решений, успешно апробированных в земных
применениях, по результатам оказался скромнее, чем было
заявлено. Тем не менее, совместными усилиями БИС-ЭГ при-
ближается к требуемому состоянию по точностным характе-
ристикам и надежности в эксплуатации.
В части определения ориентации КА по звездам в интере-
сах астрокоррекции БИНС выбор соответствующей аппарату-
ры был предрешен благодаря значительным (мирового уров-
ня) достижениям ИКИ РАН (гл. конструктор - Г.А.Аванесов)
в области создания прецизионных автономных интеллекту-
альных звездных координаторов. Наиболее совершенный
вариант ЗК был разработан по техзаданию ЦСКБ под требо-
вания СУД «Альбатрос» (БОКЗ-М). Летно-конструкторские
испытания БОКЗ-М показали, что он в основном удовлетво-
ряет поставленным требованиям.
Для обеспечения высокодинамичного углового маневри-
рования КА при съемке и перенацеливании по ТЗ ЦСКБ были
разработаны уникальные по мощности и точности форми-
рования управляющих моментов силовые гироскопические
устройства - гиродины (НИИ КП, г. Ленинград). С целью
создания методической основы для разработки алгоритмов
управления были развернуты научные разработки как на
предприятии, так и в системе Минвуза и Академии наук. Ито-
гом всех этих работ стало создание базовой унифицирован-
ной СУД «Альбатрос».
СУД «Альбатрос» разработана для многоцелевых КА на-
блюдения типа «Ресурс-ДК» и выполняет следующие функ-
циональные задачи:
-	построение осей ориентации, т. е. опорной системы ко-
ординат, в различных режимах работы КА;
-	выставка осей КА из произвольного положения в задан-
ное в ОпСК;
-	стабилизация связанных осей КА в заданном положении
в ОпСК;
-	программные развороты в пространстве для наведения
АН на объекты наблюдения;
-	развороты по тангажу и рысканию для выдачи коррек-
тирующих импульсов при маневрах и «сбросе» целевой ин-
формации;
-	управление движением КА и маршевым двигателем при
маневрах на орбите;
-	управление движением КА при разгрузке силовых ги-
роскопов;
-	управление компенсацией возмущающих моментов и
разгрузкой силовых гироскопов;
-	управление положением панелей СБ для обеспечения
требуемого энергобаланса;
Бескарданная инерциальная система на базе
электростатических гироскопов:
а) блок электроники;
б) блок чувствительных элементов
275
АО «РКЦ «Прогресс»
-	управление КА при спуске с орбиты для возможного
«захоронения».
В ее составе применяется следующая БА:
-	бескарданная инерциальная система на базе электро-
статических гироскопов; разработчик и изготовитель - ОАО
«Концерн «ЦНИИ «Электроприбор» (г. Санкт-Петербург);
-	блок датчиков угловых скоростей; разработчик и изго-
товитель - ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара);
-	ИКПМВ для первоначальной ориентации КА в ОСК из
произвольного положения; разработчик - ЦКБ «Геофизика»
(г. Москва), изготовитель - НПП КП «Квант» (г. Ростов-на-
Дону);
-	блок определения координат звезд (БОКЗ-М) для пре-
цизионной астрокоррекции;
-	силовой гироскопический комплекс на базе четырех двух-
степенных моментных гироскопов (гиродинов) в качестве ос-
новных прецизионных исполнительных органов;
-	блок устройств согласования; разработчик и изготови-
тель - ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара);
-	система измерения приращения скорости; разработчик
и изготовитель - НИИ ПМ (г. Москва);
-	система сброса кинетического момента; разработчик и
изготовитель - ОАО «НИИЭМ» (г. Истра).
Функционально к СУД относятся:
-	бортовая вычислительная система;
мко
-	комплексная двигательная установка, в составе которой
находятся УРД и КТД с приводами карданова подвеса камеры
сгорания.
Особенности построения основного контура этой систе-
мы (управление по отклонению позиционных и скоростных
координат) состоят в следующем. Базовый и прецизионный
уровни ориентации реализуются с помощью единого при-
борного состава. При этом ОпСК реализуется с помощью
бесплатформенной инерциальной системы на основе элек-
тростатических гироскопов (БИС-ЭГ). В качестве корректиру-
ющих устройств применяются:
-	астродатчики с соответствующим каталогом астроори-
ентиров;
-	инфракрасный построитель местной вертикали;
-	угломерный канал аппаратуры спутниковой навига-
ции и др.
Исполнительные органы СУД на базе четырех гиродинов
позволяют выполнять пространственное движение по про-
граммной траектории, т. е. сканирование, применяемое для
наблюдения объектов, произвольно расположенных относи-
тельно трассы полета. Применение блока волоконно-оптиче-
ских гироскопов для измерения скорости КА обеспечивает
точность СУД (порядка 0,1-0,01 %) в диапазоне скоростей
вращения КА до 10 град./с.
Управление БА осуществляется командами управления,
подающимися из БВС через СТКРП. Ин-
формационный обмен приборов СГК,
БИС-ЭГ, БОКЗ-М, ССКМ осуществляет-
ся по мультиплексному каналу обмена
посредством магистрального последо-
вательного интерфейса по линии пере-
дачи информации). Все приборы СУД,
подключенные к ЛПИ, работают в режи-
ме оконечных устройств.
Выходные сигналы с БДУС и ИКПМВ
в виде напряжения постоянного тока по-
ступают на ПНК БВС. БПО БВС обеспечи-
вает управление каналами управления
УРД и каналами управления приво-
дами КТД в БУС. Кодовая информация
с СИПС выдается в БВС в соответствии
с внешним запросом из БВС. Для обе-
спечения синхронизации отсчета време-
ни из БСКВУ выдаются синхронизирую-
щие импульсы.
Положенные в основу СУД данного
типа аппаратурные решения и принципы
управления позволили достичь много-
кратного улучшения точностных и дина-
мических показателей, ресурса штатной
Структурная схема СУД «Альбатрос»:
U - напряжение на УРД и на приводы КТД; со - угловые скорости;
у, и -углы с ИКПМВ по каналам крена и тангажа; Al/ — приращение
кажущейся скорости; КУ - команды управления; НИ, КИ - быстрые
команды на включение и выключение УРД; МКО - мультиплексный канал обмена
информацией. БА запитывается через СТКРП
от источника постоянного тока СЭП
эксплуатации и живучести по сравне-
нию с СУД разработки 1970-1980-х гг.
В разработки цифровых СУД суще-
ственный вклад внесли Ю.ГАнтонов,
АЛ.Бенькович, Ю.В.Белов, ВААлексеев,
ААГоловченко, ОНДятлова, С.Н.Егоров,
И.В.Заволдаева, Р.Г.Залялова, М.Г.Кирил-
лова, НАКуроедов, Г.И.Киреев,
276
Глава 9
Чуестеительныезлементы
Исполнительныеорганы
БОКЗ-М60
Структурная схема СУД
ориентации приборной системы
координат, связанной с посадоч-
ным местом прибора относительно
Л.И.Квитко, Е.И.Матвиенко, И.С.Митрохин, В.Ф.Петрищев,
ГАСтрельцова, Г.Н.Сурабекянц, ДМ.Суринский, Б.К.Сучков,
И.В.Тихомиров и многие другие специалисты ГНПРКЦ «ЦСКБ-
Прогресс».
Система управления движением КА «Ресурс-П»
СУД КА «Ресурс-П» представляет собой совокупность БА
и БПО и предназначена для:
-	приведения КА из неориентированного в ориентирован-
ное в ОСК положение;
-	построения приборной инерциальной системы коорди-
нат текущей эпохи;
-	управления движением КА относительно центра масс
отработкой рассчитываемой в БКУ ПУУД программной си-
стемы координат в инерциальной системе координат с целью
обеспечения необходимых условий:
-	на участке работы АН;
-	на участке выдачи импульса тяги в заданном направлении;
-	на межрежимном интервале:
•	выдачи команды на выключение корректирующей дви-
гательной установки при достижении ею заданного значения
скорости;
•	обеспечения режима дежурной ориентации;
•	диагностирования состояния системы с автономной ре-
конфигурацией системы при обнаружении отказа ее струк-
турных элементов.
В состав СУД входят четыре блока определения коор-
динат звезд М60, два инфракрасных построителя местной
вертикали 301 К, блок измерителей угловой скорости воло-
конно-оптический, измеритель угловой скорости волокон-
но-оптический с акселерометрами, многофункциональный
программируемый контролер, шесть силовых гироскопи-
ческих комплексов в качестве основных исполнительных
органов, магнитная система сброса накопленного кинети-
ческого момента. Функционально в состав СУД входят БПО
СУД в БВС, ЖРДМТ и КДУ.
Блок определения координат звезд М60 (разработчик -
ИКИ РАН) предназначен для формирования информации об
инерциальной геоцентрической си-
стемы координат эпохи t в виде кватерниона и направляющих
косинусов оптической оси (OZ ПСК) в проекциях на оси ИСК.
Масса БОКЗ-М60 - 4,3 кг, энергопотребление - 15 Вт. Точ-
ность определения ориентации - 9 угл.сек. по осям X, У ПСК;
50 угл.сек. по оси Z ПСК; максимальная допустимая угловая
скорость при измерениях -1,2 град./с.
Инфракрасный построи-
тель местной вертикали 301К
(разработчик - ОАО «НПП КП
«Квант») предназначен для
выработки управляющих сиг-
налов, пропорциональных угло-
вым отклонениям продольной
оси КА от направления инфра-
красной вертикали по каналам
крена и тангажа. Масса ИК ПМВ
301К - 5,0 кг, энергопотребле-
ние -10 Вт. Точность определе-
ния ориентации -1 °.
ИКПМВ 301К
БИУС ВОА
Блок измерителей угло-
вой скорости волоконно-оп-
тический (разработчик - ОАО
«НПП «Антарес») предназна-
чен для формирования и вы-
дачи информации о проекциях
и приращениях интегралов
проекций вектора абсолют-
ной угловой скорости КА на
связанный с БИУС ВОА орто-
гональный базис и моментах
времени, на которые сформи-
рована информация. Масса БИУС ВОА - 5,0 кг, энергопо-
требление-17,5 Вт.
Измеритель угловой скорости волоконно-оптический
с акселерометрами (разработчик - ОАО «НПП «Антарес»)
предназначен для формирования и выдачи информации
277
АО «РКЦ «Прогресс»
ИУС ВО А
СГК
о проекциях и приращениях интегралов проекций вектора аб-
солютной угловой скорости КА, проекциях вектора линейных
ускорений центра масс КА на связанный с ИУС ВОА ортого-
нальный базис и моментах времени, на которые сформиро-
вана информация. Масса ИУС ВОА - 15,35 кг, энергопотре-
бление - 35 Вт (ВОГ+АКС), 23 Вт (ВОГ).
Многофункциональный программируемый контроллер
МПК (разработчик - ОАО «НПП «Антарес») предназначен
для приема управляющих и информационных сигналов,
МПК
формирования и выдачи управляющих воздействий на жид-
костные ракетные двигатели малой тяги, на приводы качания
корректирующе-тормозного двигателя объединенной двига-
тельной установки. Масса МПК - 8,8 кг, энергопотребление -
25,4 Вт (КУРД и КУП), 22 Вт (КУП).
Силовой гироскопический комплекс (разработчик -
ФГУП «НИИ командных приборов») предназначен для
создания управляющих моментов в соответствии с сигна-
лами, поступающими из системы управления КА. Масса
СГК - 50,0 кг. энергопотребление - от 57 до 95 Вт. Кине-
тический момент ротора - 250 Н-м-с, механический мо-
мент-50 Нм.
Магнитная система сброса накопленного кинетическо-
го момента (разработчик - ОАО «НИИЭМ») предназначена
для создания внешних моментов на КА, обеспечивающих
управление с целью ограничения кинетического момен-
та системы «КА+СГК». Масса - 56,0 кг, энергопотребле-
ние - от 12 до 47 Вт. Магнитный момент по каждой оси
-1000 Ам2; механический момент по каждой оси - 2,8-10
2Нм; диапазон измерения индукции магнитного поля Зем-
ли - ±62,5 мкТл.
о
ИУС ВО А
БИУС ВОА
ИКПМВ
БОКЗ-М60
СГК
сскм
МПК
ЖРДМТ
Гашение угловых скоростей	Приведение КА в ориентированное в орбитальной системе координат положение	Построение инерциальной системы координат	Отработка параметров управления угловым движением
180 с	2^90 с	180-3800 с	t, время полета
Схема функционирования СУД и приборный состав, задействованный на соответствующих этапах полета КА
278
Глава 9
Магнитная ССКМ
В процессе создания СУД КА «Ресурс-П» потребовалось
решить ряд сложных научно-технических задач, таких как:
-	исследование влияния и разработки методов парирова-
ния влияния тяжелых заряженных частиц и высокоэнергети-
ческих протонов космического пространства на БА СУД;
-	прецизионный синтез структуры и алгоритмов стабили-
зации движения упруго-деформируемого КА с использовани-
ем комплекса исполнительных органов, включающих шесть
силовых гироскопических комплексов с учетом обхода сингу-
лярных состояний и «невозбуждения» упругих колебаний КА;
-	разработка алгоритмов построения единого астроизме-
рительного базиса («виртуального» БОКЗ);
-	разработка алгоритмов бесплатформенной инерциаль-
ной системы определения ориентации на базе датчиков угло-
вой скорости (ИУС ВОА, БИУС ВОА) и блоков определения
координат звезд (БОКЗ-М60);
-	внедрение безрасходного (без затрат рабочего тела)
способа приведения КА в ориентированное положение с ис-
пользованием магнитной системы сброса кинетического мо-
мента и силового гироскопического комплекса.
По результатам анализа работы СУД при эксплуатации КА
«Ресурс-П» получены следующие характеристики:
-	подтвержден диапазон углов перенацеливания оси ви-
зирования целевой аппаратуры КА по каналам крена и танга-
жа ±45 °, по каналу рыскания ±60 °;
-	максимальные значения модуля угловой скорости при
выполнении целевых задач КА составили до 1,6 град ./с при
значениях модуля углового ускорения до 0,13 град./с2;
-	точность стабилизации не хуже:
•	на интервале наблюдения: по углу - 0,6°; по угло-
вой скорости - 0,002 град./с; по каналу крена и тангажа -
0,005 градус; по каналу рыскания;
•	вне маршрутов: по углу - 1°, по угловой скорости -
0,007 градус;
•	точность определения ориентации по измерениям
БОКЗ-М60 и ИУС ВОА (БИУС ВОА) - не хуже 1°.
В заключение можно отметить, что, начиная с СУД «Со-
кол-1», все последующие разработки не имели аналогов в от-
расли. Вследствие особой напряженности требований к СУД
низковысотных КАН, на каждом этапе их совершенствования
перед отечественным приборостроением ставились задачи,
решения которых стали вехами в истории технического про-
гресса страны.
Общие сведения о системе навигации КА разработки АО
«РКЦ «Прогресс»
Для повышения автономности и точности навигаци-
онного обеспечения КА ДЗЗ разработки ЦСКБ с 1970-х гг.
в бортовом комплексе управления КА используются системы
автономной навигации. В 1970-1974 гг. была разработана и
внедрена в эксплуатацию астрорадиотехническая система
автономной навигации, реализованная на базе программно-
го обеспечения разработки ЦСКБ, входившего в состав ПМО
БЦВМ «Салют-ЗМ», двух астровизирующих устройств раз-
работки НПП «Геофизика-Космос», представляющих собой
телескопы на двухстепенном карданном подвесе, и радио-
вертикали-высотомера разработки ОАО «Российские косми-
ческие системы». При этом АВУ использовались и как дат-
чики системы управления движением, т. е. это был один из
успешных примеров комплексного использования приборов
на основе их функциональных возможностей для решения
широкого круга задач БКУ.
Телескоп по командам из БЦВМ наводился на заданную
звезду, после «захвата» которой переходил в режим автомати-
ческого отслеживания ее движения относительно корпуса КА.
Измерение углов с кардановых подвесов АВУ и измерение вы-
соты полета над морской поверхностью, а также двух углов
отклонения от местной вертикали аппаратурой РВВ позволяло
сформировать первичные навигационные параметры в виде
двух зенитных углов звезд и высоты полета. Статистическая
обработка этих параметров осуществлялась с использованием
фильтра Калмана и позволяла в конце навигационного интерва-
ла измерений над морской поверхностью суммарной длитель-
ностью около 5400 с определять параметры движения центра
масс КА с погрешностями не хуже:
-	по высоте-0,15 км;
-	вдоль орбиты (по трансверсали) - 6,0 км;
-	по боковой координате -1,5 км;
-	по радиальной составляющей скорости - 7 м/с;
-	по продольной составляющей скорости - 0,22 м/с;
-	по боковой составляющей скорости -1,88 м/с.
Теоретические основы построения такой системы были
разработаны коллективом ученых Ленинградской военной
инженерной академии им. А.Ф.Можайского во главе с про-
фессором Л.Ф.Порфирьевым.
Планирование рабочих участков измерений РВВ над
акваторией Мирового океана осуществлялось в наземном
комплексе, результаты планирования закладывались на борт
в составе рабочей программы.
После отработки система была использована как ба-
зовая для ряда КА ДЗЗ типа «Янтарь» и эксплуатировалась
до 2003 г.
Система автономной навигации обеспечивала точность
прогноза параметров движения КА на интервалах работы
аппаратуры зондирования (предельные значения - 15 км
вдоль орбиты; 0,8 км по высоте). При этом интервал опре-
деления параметров движения - от 35 до 180 мин, интервал
прогноза - до 12 ч. Отличительной особенностью примене-
ния указанной САН было реализованное впервые в практике
космического аппаратостроения оперативное применение
полученных при обработке параметров движения в БКУ для
реализации программно-координатного управления, в то
279
АО «РКЦ «Прогресс»
время как большинство схем применения навигационных
средств, принятых предприятиями СССР, работающими по
космической тематике, предполагали передачу навигаци-
онной информации в НКУ и последующего формирования
в НКУ ПДЦМ для передачи в БКУ.
В 1980-е гг. в связи с развертыванием глобальных на-
вигационных спутниковых систем ГЛОНАСС (СССР) и GPS
(США) в ЦСКБ проводились научно-методические и проект-
ные разработки нового типа навигационных систем - систем
спутниковой навигации. В результате большого объема науч-
ных и проектных работ ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» совместно
с ОАО «РИРВ» была создана базовая ССН, являющаяся ос-
новным источником получения высокоточной навигационной
информации в бортовом и наземном комплексах управления
Базовая ССН позволяет использовать радионавигационные
поля систем ГЛОНАСС и GPS. С середины 2006 г. эта ССН
штатно эксплуатировалась на КА ДЗЗ «Ресурс-ДК1» и в на-
стоящее время, с внедрением ряда мероприятий по повыше-
нию точностных характеристик, обеспечивает навигационной
информацией КА «Ресурс-П».
С применением в БКУ навигационной информации, полу-
чаемой от ССН, существенным образом связывается эффек-
тивность эксплуатации КА. Становится возможным осущест-
влять автономное формирование программ управления КА
в интересах решения целевых задач зондирования.
Получаемые в виде гладких непрерывных функций про-
граммные траектории углового движения аппаратов могут
быть отработаны на планируемых интервалах проведения
наблюдений с применением систем ориентации и стабилиза-
ции, использующих инерциальные датчики.
В процессе работы ССН решает следующие функцио-
нальные задачи:
-	проведение навигационных измерений по радиона-
вигационным сигналам ГНСС и получение одномоментных
навигационных определений параметров движения цен-
тра масс КА;
-	уточнение параметров движения центра масс КА по ре-
зультатам статистической обработки ОНО;
-	обновление параметров движения центра масс КА для
потребителей в БКУ;
-	формирование и накопление навигационной и кон-
трольной информации для передачи в НКУ.
ССН состоит из программного обеспечения, реализован-
ного в вычислительной системе БКУ, и навигационной части
бортового синхронизирующего координатно-временного
устройства разработки ОАО «РИРВ».
Условия функционирования БСКВУ при проведении нави-
гационных измерений сводятся к следующему:
-	ориентация оси диаграммы направленности антенного
устройства БСКВУ должна быть по направлению радиус-век-
тора КА в пределах конуса с углом а < 35 °
-	угловая скорость вращения КА вокруг центра масс не
более 3 град./с.
БСКВУ предназначено для решения следующих задач:
-	формирование и управление бортовой шкалой времени
и частотой опорного генератора по сигналам ГЛОНАСС/GPS и
удержание отклонения частоты опорного генератора на весь
период полета на уровне не хуже 1 х 10-10;
-	одномоментные определения параметров движения
центра масс КА при точности измерения координат не хуже
30 м.
Бортовое программное обеспечение системы навигации
разработки ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» состоит из следующих
программ:
-	«Управление системой спутниковой навигации»;
-	«Управление и контроль бортового синхронизирующего
координатно-временного устройства»;
-	«Уточнение параметров движения центра масс»;
-	«Формирование массивов навигационной информа-
ции».
Функционально используется программа «Прогнозиро-
вание параметров движения КА», входящая в состав ПМО
БКУ КА.
Общая логика функционирования системы заключа-
ется в следующем. Включение системы на орбитальном
участке полета КА проводится после приведения изделия
в положение, обеспечивающее условия для проведения
навигационных измерений. Программа управления ССН ор-
ганизует периодическое включение БСКВУ для получения
одномоментных определений (t, х, у, z, vx, vy, vz}i, проведе-
ние статистической обработки результатов одномоментных
навигационных определений, формирование массивов на-
вигационной информации для прогнозирования параметров
движения, формирование навигационной и контрольной
информации для передачи в НКУ.
На участках полета КА, на которых не выполняются усло-
вия функционирования БСКВУ, проведение измерений и об-
работка навигационной информации не осуществляется. Об-
новление параметров движения в БКУ по результатам работы
ССН производится периодически с интервалом Ат из условия
обеспечения требуемой точности их знания. Каждые сутки
полета ССН формирует в состав информации, передавае-
мой в наземный комплекс, несколько массивов параметров
движения на заданные моменты времени. Статистическая
обработка ОНО, получаемых из БСКВУ, осуществляется ме-
тодом динамической фильтрации с использованием фильтра
Калмана.
Реализованный в программном обеспечении ССН алго-
ритм статистической обработки позволяет проводить опре-
деление параметров движения центра масс КА по ограни-
ченному объему поступающих из БСКВУ результатов ОНО
(ограниченному по длительности интервала поступления
информации и количеству циклов измерений). Длительность
i-ro интервала статистической обработки Ат может состав-
лять от 20 до 100 мин. При этом принятая периодичность
съема одномоментных определений 5т - около 2 мин.
Среднеквадратические погрешности прогнозирования
параметров движения центра масс, получаемые системой
спутниковой навигации на различных интервалах полета ап-
парата, в прогнозе на один виток полета составили для КА
«Ресурс-П» 20 м по радиусу и бинормали, 100 м по направле-
нию вдоль орбиты.
Система навигации позволила осуществить в БКУ КА
организацию автоматического снабжения навигационной
информацией всех бортовых потребителей (прежде всего
программ бортового баллистического обеспечения). Воз-
280
Глава 9
можность передачи бортовым комплексом управления пара-
метров движения в НКУ позволила снабжать навигационной
информацией наземную инфраструктуру, предназначенную
для планирования целевого применения и управления КА
с минимальным привлечением наземных измерительных
средств. Это, в свою очередь, впервые в стране привело к су-
щественному повышению эффективности эксплуатации ап-
парата и повышению автономности его функционирования.
В настоящее время все создаваемые ЦСКБ КА ДЗЗ имеют в
своем составе системы спутниковой навигации.
В разработку ССН в целом и соответствующего программ-
ного обеспечения, а также в отработку системы в процессе
эксплуатации большой вклад внесли сотрудники ГНПРКЦ
«ЦСКБ-Прогресс» Я.А.Мостовой, А.И.Мантуров, В.И.Рублев,
Е.Ф.Якушин, В.И.Огарков и др.
Системы управления маломассогабаритных космических
аппаратов типа «Аист»
Научно-исследовательский маломассогабаритный КА
«Аист» создан АО «РКЦ «Прогресс» совместно с Самарским
аэрокосмическим университетом (в наст, время - Националь-
ный исследовательский университет имени С.П.Королева).
Система управления МКА построена на базе командно-
управляющей навигационной системы разработки НИЛАКТ
РОСТО (г. Калуга). КУНС выполняет 12 функций, обеспечиваю-
щих КА связь с НКУ, навигацию, работу систем электропитания
и терморегулирования, организацию и распределение команд,
а также телеметрию. МКА рассчитан на неориентированный
полет, однако наличие магнитометров, магнитной системы
компенсации микроускорений и солнечных датчиков, установ-
ленных на всех гранях аппарата, позволяют осуществлять его
пространственную ориентацию на орбите.
МКА «Аист» № 1 был установлен на борту КА «Бион-М»
Nq 1. 21 апреля 2013 г. в соответствии с программой полета
МКА «Аист» № 1 штатно отделился от КА «Бион-М» и начал
штатную работу на заданной орбите.
28 декабря 2013 г. с космодрома Плесецк в рамках ис-
пытаний PH «Союз-2» этапа 1в с блоком выведения «Волга»
был успешно выведен на орбиту МКА «Аист» № 2.
Наиболее перспективные технические решения, отра-
ботанные на МКА «Аист», легли в основу проекта опытно-
технологического МКА «Аист-2Д», предназначенного в пер-
вую очередь для решения задач ДЗЗ. На МКА установлено
три вида целевой аппаратуры и шесть видов научной аппа-
ратуры.
Специалистами Научно-исследовательской лаборатории
аэрокосмической техники под руководством заслуженного
конструктора России Александра Павловича Папкова была
создана КУНС - интегрированная система, ставшая основой
при построении МКА «Аист» № 1, которая и послужила ба-
зой для разработки бортовой системы контроля и управления
уже для ОТ МКА «Аист-2Д».
БСКУ совмещает в себе полноценный БКУ КА. В нее вош-
ли система телеметрических измерений, центральное вычис-
лительное устройство, навигационная аппаратура, система
поддержания бортовой шкалы времени, радиолиния управ-
ления, система управления терморегулированием, система
раздачи питания, система раздачи команд.
ОТ МКА «Аист-2Д»:
1 - блок определения координат звезд; 2 - научная аппара-
тура ДМС-01; 3 - научная аппаратура ДЧ-01; 4 - приемная
антенна бортовой системы контроля и управления; 5 - сол-
нечная батарея; 6 - научная
аппаратура «Метеор-М»; 7 - антенна радиолокационного ком-
плекса; 8 - передающая антенна бортовой системы контроля
и управления; 9 - оптико-электронная
аппаратура «Аврора»; 10 - антенна радиолинии
передачи целевой информации; 11 - прибор
ориентации по Земле; 12 - оптико-электронная камера
инфракрасного диапазона
Схема полета ОТ МКА «Аист-2Д», в отличие от МКА
«Аист», предусматривает управление угловым движением
аппарата, а именно обеспечение постоянной ориентации
панелей солнечных батарей в направлении на Солнце, а на
участках работы АН и в сеансах связи передачи целевой ин-
формации по высокоскоростной радиолинии - обеспечение
высокоточной ориентации МКА в гармонической орбитальной
системе координат. Это обеспечивается новой оригинальной
СУД, созданной специалистами АО «РКЦ «Прогресс».
Обеспечение управления угловым движением, естествен-
но, потребовало наличия на борту большого объема про-
граммного обеспечения. Потому в состав СУД была введена
управляющая многофункциональная вычислительная систе-
ма разработки НПП «Антарес», обеспечивающая размещение
и работу всего БПО СУД. Также УМВС решает задачу сопря-
жения с БА СУД, обеспечивая коммутацию питания, выдачу
команд управления, сбор и обработку аналоговой телеме-
трии, информационного обмена по МКО RS232, непрерывное
управление током электромагнитов.
Использование в составе СУД УМВС позволило специ-
алистам АО «РКЦ «Прогресс» впервые реализовать СУД как
автономную систему с минимальным количеством внешних
информационно-управляющих связей, а также позволило су-
щественно снизить массу и стоимость АСУ, уменьшить время
разработки БПО.
Таким образом, БКУ ОТ МКА «Аист-2Д» представляет
собой совокупность СУД на основе УМВС и БСКУ на основе
КУНС.
281
АО «РКЦ «Прогресс»
СУД
OHVC-1
ОИУС-2 **
ОИУС-3 Г*
ОИУС-4 ~
МА-1 *
МА-2 4	|
осд-1 Л - Ч
ОСД-2
к ЦА и обеспечивающим
системам
Структурная схема БКУ ОТ МКА «Аист-2Д»
СУД обеспечивает точность ориентации в ОСК по угло-
вому положению (с использованием ПОЗ-105М) - 10' и
(с использованием БОКЗ-2) - 2', по угловой скорости -
0,001 град./с. Максимальная угловая скорость - 1,0 град./с,
максимальное угловое ускорение - 0,015 градУс2 Суммарная
масса СУД - 54 кг.
СУД ОТ МКА «Аист-2Д» решает следующие функциональ-
ные задачи:
-	гашение угловых скоростей после отделения МКА и при
повторных приведениях КА в ориентированное положение;
-	приведение МКА в солнечную ориентацию и обеспече-
ние одноосной солнечной ориентации;
-	приведение МКА в ориентированное в ОСК или
гармонической орбитальной системе координат поло-
жение;
-	осуществление программных поворотов для быстро-
го перевода МКА из солнечной ориентации в ориентацию
в ГОСК (ОСК) и обратно;
-	сбор и формирование ТМ-информации (программной
и схемной) о своем функционировании и процессах ориен-
тации МКА;
-	контроль функционирования СУД; в случае выявление
сбоев в работе осуществление перезапуска СУД с резервны-
ми комплектами отказавшей БА, а в случае невозможности
282
Глава 9
такого перезапуска - отключение СУД и выдачи соответству-
ющей информации в БСКУ;
-	коммутацию питания БА СУД и выдачу команд управле-
ния на БА СУД;
-	для проведения экспериментов с НА определение и вы-
дачу в НА ориентации МКА без выдачи управляющих момен-
тов;
-	проведение экспериментальных режимов СУД.
В составе СУД использованы четыре отдельных воло-
конно-оптических гироскопа, не объединенные в один при-
бор (ни конструктивно, ни программно). Магнитная система
сброса кинетического момента реализована силами АО «РКЦ
«Прогресс» с использованием алгоритмов и БПО разработки
Центра, УМВС («Антарес»), МА-5 («Антарес»), ЭМ (СГАУ). При-
менен звездный датчик новой структуры - один электронный
прибор и две оптические головки. В качестве чувствительно-
го элемента впервые на КА Центра вместо ПЗС используется
КМОП-матрица. Применен новый прибор ориентации по Зем-
ле: значительно более легкий, точный, использующий МКО и
не требующий АЦП.
Эти указанные выше решения позволили снизить массу и
стоимость СУД, оставив точностные характеристики определе-
ния ориентации и стабилизации на уровне полноразмерных КА.
Аппаратно предусмотрен энергосберегающий режим работы
СУД, позволяющий за счет уменьшения точности ориентации
организовать режим работы с периодическим отключением и
последующим самостоятельным включением системы. Скваж-
ность (включенное-отключенное состояние) определяется сте-
пенью возможного ухудшения точностных характеристик на
участках, свободных от работы АН.
Особенностью ОТ МКА «Аист-2Д» является также то, что
вся бортовая аппаратура, включая оптико-электронную аппа-
ратуру, разрабатывается и изготавливается в России, преиму-
щественно на отечественной электронной компонентой базе.
Запуск ОТ МКА «Аист-2Д» осуществлен 28 апреля 2016 г.
с космодрома «Восточный» на PH «Союз-2» этапа 1а с БВ
«Волга» совместно с КА «Ломоносов» разработки ОАО «Кор-
порация ВНИИЭМ» и КА «AM НТА «Контакт-наноспутник».
Программа полета ОТ МКА «Аист-2Д» успешно выполняется.
Основными разработчиками СУ и СУД от АО «РКЦ «Про-
гресс» были А.В.Филатов, А.П.Стрижакова, А.Р.Мурдагулов,
Т. Г. Писарева, А-А. Морозов, В. Н.Сардинский, Д.Ф. Бадретдинова,
Р.Г.Залялова, ААСтеклова и многие другие.
Система управления блоком выведения «Волга»
Разработанный в АО «РКЦ «Прогресс» блок выведения
«Волга» предназначен для довыведения КА на целевые орби-
ты в диапазоне высот до 1500 км. Первый запуск БВ «Волга»
осуществлен 28 декабря 2013 г. для перевода полезной на-
грузки в составе двух КА СКРЛ-756 и малого космического
аппарата «Аист» с орбиты выведения на конечную (целевую)
круговую орбиту. Головной блок доставлен на орбиту выве-
дения ракетой-носителем «Союз-2-1 В». 28 апреля 2016 г. при
первом запуске с космодрома «Восточный» состоялся уже
третий успешный полет БВ «Волга», а 21 июня 2017 г. состо-
ялся четвертый успешный полет БВ «Волга».
Актуальность создания БВ связана с нарастающей тен-
денцией запусков низкоорбитальных малых КА. Он позволяет
обеспечить решение следующих задач:
Общий вид БВ «Волга»
-	перевод одного или нескольких КА с орбиты выведения
на целевую орбиту;
-	разведение КА на целевой орбите в случае группового
запуска;
-	построение необходимой ориентации блока на пас-
сивных и активных участках его полета и перед отделением
КА, а также, в случае необходимости, «закрутку» блока; т. е.
вращение блока с угловой скоростью до одного градуса в се-
кунду вокруг одной из связанных осей, совпадающей с задан-
ным направлением в инерциальном пространстве;
-	затопление (или увод) БВ с конечной целевой орбиты.
СУ БВ и ее программно-алгоритмическое обеспечение по-
зволяют выполнять следующие типовые варианты схем по-
лета на конечные целевые орбиты:
-	одноимпульсный переход с эллиптической орбиты вы-
ведения с высотой апогея, соответствующей высоте конеч-
ной круговой орбиты;
-	двухимпульсный переход с околокруговой или эллипти-
ческой орбиты выведения.
В случае необходимости изменения наклонения плоскости
орбиты - в пределах ошибок выведения PH - вышеприведен-
ные схемы полета могут включать маневр с бинормальным им-
пульсом, реализуемым на траектории в районе полета БВ над
экватором. После отделения полезной нагрузки при наличии до-
статочных остатков топлива проводится маневр затопления БВ
в малосудоходном районе Тихого океана. Если остатков топлива
для затопления недостаточно, то проводится двухимпульсный
маневр увода БВ с целевой орбиты на орбиту захоронения.
СУ БВ позволяет реализовать схемы выведения блока на
конечные целевые орбиты с фиксированным количеством
маневров. При этом полетное задание содержит параметры
для номинальной и возможных резервных схем полета из
числа представленных выше.
На основе параметров из полетного задания и навига-
ционной информации, определяемой ССН в процессе по-
лета, формируется непрерывная по времени ПУУД блока и
программа управления движением центра масс. Формиру-
емая программа управления угловым движением БВ и про-
грамма управления движением центра масс периодически
уточняются по данным от ССН.
Первая информация о фактических параметрах тра-
ектории поступает от ССН после отделения БВ от PH. До
283
АО «РКЦ «Прогресс»
НИ
ссн
ч
БСКВУ-БВ '
Синхроимпульсы
БЦВМ "С5В
от ЛИК
МКО
ГУД
СИ СУ PH
СТКРП
2
сэп
СОТР
БСТП
ОДУ
тми
полезной
Hi Гр} ЖН
2
б
и**
S
U2
S
О
и*»
S
ца
2
।
о
Система управления
Структурная схема системы управления БВ «Волга»
этого момента управление движением БВ производится
по навигационной информации из полетного задания. На-
вигационные измерения проводятся только на пассивных
участках полета.
Параметры движения БВ необходимы в бортовых про-
граммах для решения следующих задач:
-	определение значений отклонений фактических пара-
метров текущей орбиты от их требуемых значений;
-	формирование параметров программы управления
угловым движением;
-	определение (или уточнение) параметров программы
управления движением центра масс блока.
Система управления БВ построена как интегрированная
система, в которой можно выделить следующие основные
части:
-	БЦВМ с программно-алгоритмическим обеспечением
СУ, которое включает в себя алгоритмы решения баллисти-
ко-навигационных задач, решения задач ориентации и управ-
ления движением, управления бортовой аппаратурой и др.;
-	ССН на основе БСКВУ;
-	бесплатформенная инерциальная СУД на основе много-
функционального программируемого контроллера, ОДУ,
двух 3-канальных измерителей угловых скоростей и линей-
ных ускорений, а также двух звездных датчиков углового по-
ложения БВ в инерциальной системе координат;
-	системы трансляции команд и распределения питания.
Приборы системы управления БВ включаются и начинают
функционирование до момента старта PH. Это позволяет обе-
спечить готовность СУ к выполнению операций по управлению
системами блока и управлению его движением с момента от-
деления от PH. Ошибки выведения PH компенсируются систе-
мой управления БВ при определении и уточнении параметров
маневров.
Некоторые результаты первого запуска блока выведения.
В соответствии с полетным заданием СУ БВ, были сформи-
рованы программы управления движением центра масс,
программы управления угловым движением блока и автома-
тически отработаны в соответствии со штатной логикой на
каждом этапе полета. Оценка точности фактических параме-
тров конечной орбиты показала, что отклонение по периоду
обращения составило 0,9 с, по средней высоте - 0,79 км, по
эксцентриситету орбиты - 0,0008. Анализ функционирования
СУ в процессе полета по полученной телеметрической ин-
формации подтвердил правильность принятых при проекти-
ровании конструктивных решений.
Основными разработчиками СУ от АО « РКЦ «Прогресс»
были В.В.Шемятов, К.В.Данчин, А.И.Мантуров, В.К.Хисматулин,
В.И.Васильев, М.И.Гоцуляк, Е.И.Матвиенко, А.В.Ковалюнас,
Н.А.Панов, С.М.Токарева, С.Н.Казакова, В.В.Кравцов,
М.А.Адиянова, Т.Н.Васильева, Д.В.Горшенин и многие другие.
Особенности обеспечения надежности бортового про-
граммного обеспечения БКУ КА
В структуре БПО БКУ КА типа «Ресурс» предусматривает-
ся формирование т. н. ядра. Ядро - это ограниченная часть
БПО, которая обеспечивает аварийную защиту, решение де-
журных задач (тесты БВС, связь с НКУ, получение телеметри-
ческой информации). В этой связи весьма важной является
безошибочное функционирование группы программ, состав-
ляющих ядро. Именно ядру уделено максимальное внимание
и на этапе разработки, и на этапе отладки, исходя из необ-
ходимости максимально полной отладки всех вариантов его
программ с помощью наземных средств.
Затем, естественно, два традиционно крупных блока про-
грамм: общее БПО и специальное БПО. В состав общего БПО
входят бортовая операционная система, а также драйверы
284
Глава 9
Табл. 1
Характеристики БВС и БПО КА типа «Ресурс;
Ш 1	1 О Z U х Z ГО Ж Ж £ X « се X Q.	ГО аэ го Е z 1- в 2 Р		-23		СО
S 5 i <5 ? е	1 о ! >х I о 1 Z			
Число витков для комплексной отладки		185		544
Объем па- мяти ОЗУ, Кбайт		130		238
Объем памяти ПЗУк+ПЗУс, Кбайт		256		528
X Z 2 2 го о 2 о> = Е	информационных	см о со		3770
Ж rj ш “ 2 о «5 сэ X □"	управляющих	1700		1821
Макс, время переключения ппогпамм. мс	। 1 L 1	0,6		0,6
Мультипрограммная работа в реальном времени		до 1200 программ		до 1200 программ
Тип КА и годы		«Ресурс-ДК1»,	2006	«Ресурс-П», 2013
устройств БВС (ввода-вывода данных, отсчета времени част-
ных вычислительных процессов, диспетчеризации, мульти-
программного функционирования и т. п.). В целом, средства
общего БПО предназначены для организации вычислительного
процесса и функций взаимодействия с внешними системами -
элементами БКУ и КА. Процесс проектирования общего БПО
определяется свойствами материальной части БВС (объем па-
мяти ПЗУ и ОЗУ, производительностью или скоростью вычис-
лительных операций и др.) и характером задач, выполняемых
КА и БКУ, а следовательно, функциями специального БПО БКУ.
Специальное БПО предназначено для реализации систем-
ных функций БКУ, а именно:
-	оптимальное или близкое к нему управление в систе-
мах КА по их частным критериям эффективности - это более
двух десятков систем КА;
-	комплексное взаимодействие систем КА для дости-
жения высоких значений критериев функционирования КА
в целом (разрешающая способность, оперативность, произ-
водительность и др.), т. е. БПО является системообразующим
элементом БКУ.
Специальное БПО представляет собой совокупность бло-
ков, функционально ориентированных на организацию вза-
имосвязанного функционирования определенной группы
БА и реализацию соответствующих законов управления ими
с целью выполнения функционально необходимых частных
процессов, которые служат основой общего процесса управ-
ления функционированием КА по целевому назначению. Это
функции организации требуемого взаимодействия систем БКУ
(планирование задач, навигационно-баллистического обеспе-
чения, контрольно-диагностического обеспечения, управления
ориентацией КА, управление движением КА, управление АН,
управление энергообеспечением систем КА и т. п.).
Комплект БПО КА «Ресурс-П» включает более тысячи про-
грамм, работающих в реальном времени. Число управляющих
и информационных межпрограммных связей исчисляется ты-
сячами по каждому виду. Естественно, что резко выросли объ-
емы ПЗУ и ОЗУ. О трудоемкости процесса создания БПО сви-
детельствует в значительной мере объем отладки: например,
нужно пройти более полутысячи витков полета КА в реальном
времени, а каждый виток - это более 90 мин чистого времени,
не считая времени работы еще и комплекса программ моде-
лей. К этому нужно добавить еще и время на программирова-
ние, автономную отладку и устранение ошибок, выявляемых
при отладке. В целом на создание БПО для конкретного КА тре-
буется 2-3 года. Сочетание всех перечисленных выше решений
и реализаций, а также ряда мероприятий, о которых было ска-
зано в предыдущих разделах, позволяет гарантировать надеж-
ное функционирование БПО и, следовательно, БКУ КА.
Разработка методологии
электрорадиотехнических испытаний
Применение БЦВМ на КА в качестве центрального звена
БКУ и СУД в частности существенно изменило подход к ис-
пытаниям БА в составе КА и КА в целом по сравнению с «ана-
логовыми» КА типа «Зенит». Управление «аналоговым» КА
заключалось в задании по радиолинии и последующей реа-
лизации «временной программы» и начальных уставок для
285
АО «РКЦ «Прогресс»
Структурная схема БПО
БА, в соответствии с которыми включались бортовые систе-
мы для отработки заданной программы действий. При этом
системы являлись «конечными автоматами» с ограниченным
количеством вариантов работы.
Испытания таких систем не требовали управления БА
в реальном масштабе времени. Это, в свою очередь, позволя-
ло проводить в «ручном режиме» выполнение необходимых
контрольных операций.
В отличие от «аналоговых» систем СУ космических аппара-
тов типа «Янтарь» и типа «Ресурс» представляет собой управ-
ляемый от БЦВМ многозадачный комплекс с параллельным вы-
полнением задач в реальном времени.
Необходимо отметить ряд моментов:
-	отдельные задачи имеют большое количество вариан-
тов реализации (с использованием основных и резервных
приборов систем);
-	наличие постоянно работающих средств программного
контроля систем, которые (в случае обнаружения нарушения
условий для правильной реализации задач) изменяли ход ис-
пытаний с целью создания условий для парирования отказа и
продолжения работы или (при невозможности продолжения)
передавали управление в специальный функциональный ре-
жим для управления КА в нештатных ситуациях, что приво-
дило к прекращению испытаний;
-	отдельные задачи, например, совершение программно-
го поворота на заданный угол, требуют выполнения условий
достижения заданных углов и угловых скоростей в строгом
соответствии с требуемой характеристикой движения в ре-
альном времени (нарушение портрета движения приводит
к потере ориентации и прекращению испытаний);
-	для «сопровождения» с наземного испытательного
оборудования задач движения вокруг центра масс необ-
ходимо строго имитировать сигналы на выходах чувстви-
тельных элементов, т. е. синхронно изменять с КИА КПП,
БДУС1, БДУС2 иди БДУСЗ, а также ИК ПМВ стимулиру-
ющие ЧЭ сигналы (или сигналы, имитирующие внешние
воздействия);
-	объем контролируемой (при обеспечении условий для
поддержания задачи) информации значительно превышает
возможности оператора КИА.
С учетом перечисленных выше моментов был выбран сле-
дующий вариант построения системы испытаний.
1.	Создано центральное звено системы радиотехнических
испытаний на базе управляющей вычислительной машины,
работающей в реальном масштабе времени.
2.	Обеспечена синхронизация шкал времени в БЦВМ, бор-
товой системе телеметрических измерений и УВМ метками
1 Гц от бортового синхронизирующего устройства с последую-
щим распространением синхронизации на КИА БА.
3.	Обеспечены управление и контроль БА с УВМ в реаль-
ном масштабе времени.
4.	Обеспечено в УВМ оперативное использование текущих
значений телеметрических параметров бортовых систем при
реализации программ контроля и управления этими системами.
5.	Введено устройство для оперативного адресного до-
ступа программ УВМ к телеметрическим параметрам систем,
обеспечив допустимое запаздывание информации, учитыва-
емые в программе испытаний.
6.	Введены в УВМ необходимые, определяемые логикой
управления и контроля систем, каналы для обмена информа-
цией с БА, БЦВМ, СТКРП, КИА командной радиолинии, КПА
(КИА) систем;
7.	Разработаны способы имитации внешних воздействий
на ЧЭ СУД, не требующие снятия ЧЭ с борта, и способы ком-
286
Глава 9
пенсации «уходов» выходных сигналов с ККП при суточном
вращении Земли.
8.	Введено в БПО БЦВМ оперативное изменение хода
работы программ, по спецтребованиям в обеспечение
наземных испытаний, за счет изменения состояния про-
граммно доступных индикаторов БЦВМ, управляемых
сУВМ.
9.	Выделены в БЦВМ технологические ресурсы:
-	оперативная память для размещения ПРОЗУ;
-	каналы опроса индикаторов, управляемых с УВМ;
-	каналы запросов на систему прерываний БЦВМ, управ-
ляемые с УВМ;
-	ресурс производительности процессора для реализации
ПРОЗУ, допустимый с точки зрения «загрузки» процессора
БЦВМ при выполнении штатных задач в полете и при назем-
ных испытаниях;
-	канал оперативного доступа к ОЗУ БЦВМ со стороны
УВМ с функциями «запись», «чтение», организация вклю-
чения программ за счет введения специального устройства
(УСМ), обеспечивающего связь с УВМ.
10.	Разработаны ТЗ на УВМ с операционной системой ре-
ального времени.
11.	Разработан язык программирования для УВМ.
12.	Разработана система программирования и отладки ис-
пытательного программного обеспечения для УВМ.
13.	Разработаны КД (ЭД) и описания программного обе-
спечения для обеспечения испытаний.
14.	Обучен персонал работе с УВМ и использованию ее
возможностей.
15.	Для экспериментальной отработки всего комплекта
технологических процессов изготовления КА, отработки БПО,
испытательного программного обеспечения, КД (ЭД) изго-
товлено технологическое изделие № 1Т.
Нужно отметить, что организации и проведению экспери-
ментальной отработки БКУ и входящих в него систем в ЦСКБ
всегда уделялось особое внимание. Экспериментальная от-
работка отдельных систем и агрегатов КА велась не только
на Земле, но и в космосе. Для этого был создан целый ряд
специальных экспериментальных установок.
Трудно давалась организация испытаний КА на заводе и
техническом комплексе. Автоматизация испытаний, как по-
казано выше, потребовала разработки целой серии испы-
тательных алгоритмов. Но прежде чем «научить» наземную
вычислительную машину проверять работоспособность КА и
его систем, специалистам-разработчикам пришлось перера-
ботать огромный объем телеметрической информации, чтобы
убедиться в том, что машина «не ошибается» и ей можно до-
верить окончательную проверку системы перед отправкой КА
в полет.
Все, за что ни возьмись, было впервые. Поэтому бригада
испытателей была очень многочисленной, а смежники, на-
ходясь в родных городах Советского Союза и России, всег-
да были готовы прийти на помощь. Но не было бы системы
испытаний без Ю.Г.Антонова, Л.Ф.Шумного, С.С.Меркулова,
АЛ.Беньковича, Ю.С.Симановского, В.И.Сабелькина,
Р.Г.Заляловой, Е.Б.Аверкиева, Т.Г.Писаревой, В.В.Монахова,
Сусляева, Г.А.Смышляева, В.С.Кандалова, В.А.Жукова,
А.С.Клейна, Е.Ш.Шпильберга, А.С.Колпащикова,
В.К.Хисматулина, В.И.Васильева, Г.П.Белоусова и многих
других, а также наших смежников, КИСовцев завода во
главе с В.И.Калакутским, В.3.Германовым, О.И.Ивановым,
А.В.Михайловым и другими.
287
ГЛАВА 10
К.А./Нгсйгаг^о^, 'Й.А.Таейский,
ЪЛМ1мйи£, ЙЛЙолобенкшн,
Ю.Й.Ву^ИСОЙ
АО «Информационные спутниковые
системы» им. академика М.Ф.Решетнева»
Создание и развитие систем управления
ориентацией и стабилизацией автоматических
космических аппаратов связи и телевещания,
ретрансляции, навигации и геодезии
Системы управления ориентацией и стабилизацией ав-
томатических космических аппаратов являются наиболее
сложными и дорогостоящими бортовыми системами косми-
ческих аппаратов. Это обусловлено наукоемкостью матема-
тической модели самого аппарата, являющегося многосвяз-
ной. многопараметрической системой с распределенными
параметрами, моделью системы управления, включающей
элементы искусственного интеллекта, и, наконец, сложно-
стью алгоритмического и программного обеспечения. При
создании системы и ее элементов применяются сложнейшие
наукоемкие технологии, в т. ч. при комплексной наземной
экспериментальной и полетной отработке. Создание нового
типа системы ориентации каждый раз требует решения мно-
гочисленных проблем, относящихся к различным научным
направлениям или находящимся на их стыке: аналитической
механике, информатике, магнитогидродинамике, теории ги-
роскопа, оптике и т. д.
АО «Информационные спутниковые системы» им. ака-
демика М.Ф.Решетнева» располагает рядом пассивных
систем, которые используют для ориентации АКА гравита-
ционное и магнитное поле Земли, и активных систем, где
применяются различные электромеханические исполни-
тельные органы, реактивные двигатели различных типов;
рядом электромагнитных устройств для сброса накоплен-
ного кинетического момента; электромеханических систем
автономной ориентации солнечных батарей КА на Солнце и
автономной ориентации антенных платформ и т. д. Для кор-
рекции орбиты КА по долготе и наклонению созданы дви-
гательные установки с использованием газовых, термока-
талитических и плазменных реактивных двигателей с тягой
от 2 до 60 грамм (СПД -140). Системы ориентации и стаби-
лизации, созданные в АО «ИСС», могут применяться на АКА
на круговых, эллиптических и геостационарных орбитах. На
предприятии накоплен научный потенциал и практический
опыт решения ряда задач:
-	синтез и анализ алгоритмов управления движением
объектов управления сложной динамической структуры с со-
средоточенными и распределенными параметрами при воз-
действии детерминированных и стохастических факторов;
-	синтез и комплексирование аппаратурного состава
и структуры систем управления движением КА;
-	методология и технология предполетной эксперимен-
тальной отработки систем управления движением с макси-
мальным приближением к реальным условиям полета;
-	разработка специального программного математиче-
ского обеспечения для автоматизированных испытаний при
наземных испытаниях;
-	разработка программного продукта для бортовых вы-
числительных комплексов;
-	разработка методов предполетной и летной калибровки
и взаимной пространственной юстировки аппаратуры;
-	системы управления пространственным положением КА;
-	априорный и апостериорный анализ возмущающих
факторов от взаимодействия КА с окружающей средой, в т. ч.
с реактивными струями ДУ.
АО «ИСС» разрабатывает и изготавливает все элемен-
ты магнитно-гравитационных систем, системы автономной
ориентации панелей солнечных батарей, системы наведения
антенн, блоки управления и математическое программное
обеспечение этих устройств, электроприводы различных ти-
пов с редукцией и без нее, шаговые двигатели и т. д., двига-
288
Глава 10
тельные установки на базе реактивных двигателей различных
типов с тягами в диапазоне от 0,002 до 0,5 кГс.
На предприятии сложились разветвленные научно-про-
изводственные связи с фирмами страны, производящими
оптико-электронную измерительную аппаратуру и двигате-
ли по разработанным АО «ИСО» техническим заданиям. АО
«ИСО» имеет ряд наземных отработочных комплексов для
исследования систем управления движением, которые вклю-
чают:
-	динамические стенды с различным числом степеней
свободы, обеспечивающие вращение многостепенных плат-
форм со скоростями 0,001-1 град./с;
-	имитаторы Земли, Луны, Солнца и звезд;
-	имитаторы помех;
-	управляющие и регистрирующие математические ком-
плексы.
Аппаратный состав и технические характеристики ком-
плексов постоянно совершенствуются.
На предприятии накоплен многолетний опыт по управле-
нию ориентацией АКА в полете и значительный статистиче-
ский материал о реальных параметрах углового движения ап-
паратов и действующих возмущающих факторах. Пассивные
системы обеспечивают пространственную ориентацию КА,
используя только внешние моменты, приложенные к КА или
его элементам, в результате их взаимодействия с гравитаци-
онными или магнитными полями, либо в результате испы-
тываемого ими солнечного давления или аэродинамического
сопротивления. Полупассивные или комбинированные систе-
мы ориентации при пространственной ориентации, наряду
с пассивными способами управления, используют способы,
основанные на расходовании бортовой энергии или бортовых
запасов рабочего тела.
Практика использования первых АКА разработки АО
«ИСС» выявила потребность в пассивных системах орбиталь-
ной ориентации - одноосных и трехосных. В такой ориента-
ции с погрешностью в несколько градусов нуждались многие
типы АКА. В пассивных и полупассивных системах простран-
ственная ориентация АКА может быть получена только со-
вокупным действием ориентирующих восстанавливающих
моментов и моментов, демпфирующих либрационные коле-
бания АКА. Многообразие возможных принципиальных схем
пассивных и полупассивных систем ориентации определяет-
ся видом восстанавливающего и демпфирующего моментов.
Широкое распространение на практике получила принци-
пиальная схема пассивной системы ориентации, построенная
с применением устройства с выдвижным штырем, пассив-
ного магнитного демпфера, электромагнитного устройства,
чувствительных датчиков магнитного поля Земли и ее инфра-
красного излучения. Введение технологических улучшений
каждой из составных частей системы позволило существен-
но улучшить ее эксплуатационные качества. Так, нанесение
на поверхность штыря специальных покрытий с заданными
оптическими коэффициентами снижает перепад температур
при эксплуатации и тем самым снижает тепловой изгиб шты-
ря. Взвешивание поплавка магнитного демпфера в жидкости
и его центрирование с помощью диамагнитного подвеса су-
щественно уменьшают возмущающее действие демпфера на
корпус КА и увеличивают его ресурс.
Создание с помощью электромагнитного устройства ква-
зиупругой связи между корпусом АКА и поплавком магнит-
ного демпфера существенно уменьшает массу системы и ее
энергопотребление при обеспечении однозначной гравита-
ционной ориентации с использованием промежуточной маг-
нитной ориентации. Специальное программное обеспечение,
использующее показания чувствительных датчиков, позво-
ляет автономно обеспечивать штатную ориентацию, включая
устранение возможных неисправностей в полете. Пассивные
системы обеспечивают для АКА массой от 150 до 1000 кг ав-
томатическую ориентацию АКА в орбитальной системе коор-
динат со следующими характеристиками:
-	точность однозначной ориентации продольной оси кор-
пуса по местной гравитационной вертикали -1-5 °;
-	время достижения ориентации после отделения от раке-
ты-носителя - не более 2 суток;
-	масса системы - 7-10 % от массы КА;
-	срок службы не ограничен.
Пассивные системы орбитальной ориентации могут быть
применены не только в качестве основных на многих КА, но и
как промежуточные системы при установке на КА приборов,
требующих прецизионной ориентации. Такого рода комбини-
рованной системой ориентации оснащен серийный КА «Гео-
ИК-2», где на гравитационно-ориентированном корпусе КА
в двухстепенном подвесе установлена антенная платформа,
управляемая электроприводами по сигналам инфракрасно-
го построителя местной вертикали. Точность ее ориентации
определяется в основном только погрешностями, создава-
емыми построителем местной вертикали. По назначению
комбинированная система ориентации обеспечивает на КА
массой от 1000 до 2000 кг автоматическую пассивную ори-
ентацию продольной оси корпуса КА в орбитальной системе
координат с точностью 1 ° и ориентацию антенной платфор-
мы на центр Земли с точностью не хуже 20 *. Последующее
развитие пассивных систем ориентации идет в направлении
уменьшения массы и габаритов составных частей системы
для интеграции их на низколетящие малогабаритные КА раз-
личного назначения. При создании пассивных и комбиниро-
ванных систем разработаны технологии:
-	намагничивания и стабилизации мощных постоянных
магнитов, используемых в магнитных успокоителях, взве-
шивания, балансировки и диамагнитного центрирования по-
плавка магнитного успокоителя;
-	нанесения оптических покрытий на ленточных штырях,
используемых в блоках гравитационных устройств;
-	разработки, отработки и производства малогабаритных
конструкций гравитационных устройств, обеспечивающих
устойчивую зону формирования ленточной гравитационной
штанги с допустимыми величинами напряжений и деформа-
ций;
-	обеспечения магнитной совместимости и работоспособ-
ности приборов типа «магнитный успокоитель» с элементами
конструкции изделия и токовыми системами;
-	обеспечения проверки магнитных демпферов, их рабо-
тоспособности и коэффициента демпфирования в условиях
земного тяготения;
-	отработки магнитных демпферов в наземных условиях
совместно с элементами типа «токовая катушка», использу-
289
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
емых для создания сервосвязи между поплавком демпфера
и корпусом КА;
-	обеспечения работоспособности магнитометрической
аппаратуры на изделии и уменьшения девиации магнитного
поля Земли в объеме датчиков-преобразователей магнито-
метров;
-	разработки и производства стабилизирующих махови-
ков на газовой опоре;
-	замера и компенсации величин магнитных моментов
штатных изделий, оснащенных пассивными системами;
-	определения фактических моментов инерции штатных
изделий.
Разработаны алгоритмы и программное обеспечение
для определения пространственной ориентации КА по
показаниям магнитометрических и солнечных датчиков
и действующих на КА в полете внешних возмущающих мо-
ментов.
В классе активных систем для спутников связи, на-
вигации и геодезии на практике реализованы три варианта
ориентации одной из осей корпуса спутника: на Солнце, на
Землю и по оси вращения Земли. В первом варианте панели
солнечных батарей жестко закреплены относительно корпуса
спутника, и нормаль к их поверхности совпадает с ориентиру-
емой на Солнце осью спутника вокруг оси, ориентируемой на
Солнце, спутник разворачивается до совмещения с плоско-
стью «Солнце - спутник - Земля» плоскости спутника, в ко-
торой осуществляется прокачивание антенной платформы.
Антенная платформа разворачивается в этой плоскости до
совмещения с направлением на Землю. Во втором варианте
антенная платформа установлена неподвижно относительно
корпуса спутника и расположена по оси, ориентируемой на
Землю. Спутник разворачивается вокруг этой оси до совме-
щения оси вращения панелей солнечных батарей с нормалью
к плоскости «Солнце - спутник - Земля». Панели солнечных
батарей разворачиваются относительно корпуса спутника
и ориентируются на Солнце. В третьем варианте предусма-
тривается ориентация одной из осей спутника перпендику-
лярно экваториальной плоскости Земли. Панели солнечных
батарей вращаются вокруг этой оси относительно корпуса КА
и ориентируются на Солнце, при этом отклонение панелей
солнечных батарей от направления на Солнце, вызванное на-
клонением плоскости эклиптики и плоскости экватора, не от-
рабатывается. Вторая ось КА ориентируется перпендикуляр-
но плоскости «спутник - ось вращения Земли», и антенная
платформа, разворачиваясь вокруг этой оси, ориентируется
на Землю.
Первый спутник связи «Молния-1», изготовленный на-
шим предприятием, запущен на высокоэллиптическую ор-
биту 23 апреля 1965 г. Система ориентации и коррекции
«Молния-1» предусматривает ориентацию на Солнце корпу-
са спутника с жестко установленными панелями солнечных
батарей и подвижную антенную платформу. Первоначально
систему ориентации и коррекции разработало НПО «Энер-
гия», которая впоследствии подверглась многочисленным
существенным модификациям. При создании системы ори-
ентации и коррекции спутника «Молния-1» задача наведения
антенной платформы на Землю в широком диапазоне высот
орбиты была решена путем использования в работающем
видимом спектре излучения прибора ориентации на осве-
щенный край Земли и разворота антенны относительно оси
чувствительности датчика на фиксированный угол с целью
наведения ее на центр Земли.
Указанная технология обладает двумя существенными
недостатками: вследствие большого диапазона изменения
углового размера Земли при постоянном развороте антенны
относительно датчика ориентации на край Земли погреш-
ность наведения антенны на центр Земли может достигать
значительной величины; поскольку при малых углах «Солн-
це - спутник - Земля» освещенный «серп» Земли недостато-
чен для нормального функционирования датчика ориентации
на край Земли, возникают ограничения по указанным углам,
что приводит к перерывам в сеансе связи
На базе системы ориентации спутника «Молния-1» АО
«ИСС» разработана система ориентации спутника «Мол-
ния-3», свободная от перечисленных недостатков. Это было
обеспечено установкой на каждой антенной платформе двух
ИК-приборов ориентации на Землю секущего типа (для на-
ведения антенны по двум каналам). Каждый прибор имеет
по две разнесенных траектории сканирования, что позволяет
сохранить их работоспособность при попадании в поле зре-
ния Солнца. Кроме того, использование приборов секущего
типа позволило организовать поиск и наведение антенны
на Землю без использования прибора ориентации на диа-
метральную плоскость Земли. В настоящее время АО «ИСС»
разработана более совершенная система ориентации, в кото-
рой устаревшие датчики релейного типа заменены современ-
ными цифровыми приборами, а блок управления построен на
базе микроЭВМ.
Наряду с этим АО «ИСС» разрабатываются современные
цифровые системы ориентации для спутников связи на вы-
сокоэллиптической орбите нового поколения. Эти спутники
имеют настолько развитые антенные платформы, что обе-
спечение их вращения относительно корпуса спутника в ши-
роком диапазоне углов является весьма сложной проблемой
и более предпочтительным представляется обеспечение
подвижности относительно корпуса спутника панелей сол-
нечных батарей. Поэтому системы ориентации этих спутни-
ков построены по второму варианту из трех рассмотренных
выше, т. е. корпус спутника с жестко установленной антенной
платформой ориентируется на Землю, а панели солнечных
батарей ориентируются на Солнце путем разворота корпуса
вокруг оси, ориентируемой на Землю, и вращения панелей
относительно корпуса. Система ориентации спутников на
высокоэллиптической орбите второго поколения имеет ряд
существенных отличий (преимуществ) от систем ориентации
спутников класса «Молния», в т. ч.:
-	в качестве основного используются более эффектив-
ные исполнительные органы (гиродин), представляющие со-
бой двухстепенные гироскопы с регулируемыми и противо-
положно направленными кинетическими моментами, причем
когда кинетический момент одного гиродина увеличивается,
кинетический момент второго уменьшается;
-	для разгрузки гиродинов используются термокатали-
тические гидразивные двигатели, обладающие значительно
большим удельным импульсом, чем газореактивные дви-
гатели;
290
Глава 10
-	программное обеспечение системы реализовано в цен-
тральной БЦВМ, обладающей широкими возможностями;
-	имеются широко развитые средства диагностики и кон-
троля;
-	предусмотрен режим автономной солнечной ориен-
тации, использующий приборы, которые не применяются
в основных контурах управления, и позволяющий обеспечить
живучесть спутника при сбоях и отказах;
-	система обладает существенно более высокой точно-
стью и ресурсом.
Маховичная СОС навигационного КА «Глонасс» экс-
плуатируется с 27 октября 1982 г. на круговой орбите вы-
сотой 20 000 км с наклонением 65 °. В состав системы
входят прибор ориентации на Землю, прибор ориентации
на Солнце, прибор ориентации на Солнце по каналу рыска-
ния, магнитометр, три управляющих двигателя-маховика,
привод солнечной батареи, электромагнитное устройство,
термокаталитические реактивные двигатели, электронный
блок управления. Ориентация КА «Глонасс» осуществляет-
ся в солнечно-земной системе координат, причем одна ось
КА ориентируется на центр Земли с помощью управляющих
двигателей-маховиков по информации с прибора ориента-
ции на Землю; плоскость КА, содержащая эту ось, совмеща-
ется с плоскостью «Солнце - КА - Земля» с помощью управ-
ляющего двигателя-маховика по информации с прибора
ориентации на Солнце, а нормали к поверхности панелей
солнечной батареи совмещаются с направлением на Солнце
путем разворотов относительно оси КА с помощью электро-
приводов по сигналам приборов ориентации на Солнце.
Приборы ориентации на Солнце установлены на панелях
солнечной батареи. Электрическая связь между солнечной
батареей и бортом, а также между приборами ориентации
на Солнце и бортом осуществляется через гибкий кабель.
В процессе создания СОС решена задача обеспечения жи-
вучести КА при возможных неисправностях путем перехода
каналов управления на резервные комплекты при любой
одной неисправности и перехода КА в режим стабилизации
вращением в случае одновременного появления нескольких
неисправностей. Этот режим осуществляется путем разго-
на четвертого двигателя маховика, кинетический момент
которого расположен под углом к остальным трем махови-
кам. Панели солнечной батареи при этом устанавливаются
нормалями в противоположные стороны, а управляющие
двигатели-маховики останавливаются. Угол выбирается
из условий максимального энергосъема с солнечной ба-
тареи. Переход от солнечно-земной ориентации к орби-
тальной ориентации в режиме ориентации при проведении
коррекции осуществляется с использованием информации
с прибора ориентации на Солнце по каналу рыскания, кото-
рый установлен на корпусе КА. Разгрузка двигателей-махо-
виков осуществляется с помощью двух электромагнитных
устройств, создающих магнитные моменты по информации
о проекциях напряженности магнитного поля Земли на оси
КА. Основным достоинством магнитной разгрузки являет-
ся минимизация силового воздействия на движение центра
масс КА, что необходимо для точного решения навигацион-
ной задачи. Принципиально эта система может эксплуати-
роваться на любой круговой орбите.
Отличительной особенностью геостационарной орбиты
является возможность непрерывного обеспечения связью
отдельных районов с помощью одного КА, и не требуется
непрерывное слежение за спутником наземными антеннами.
Как правило, система ориентации КА связи на геостационар-
ной орбите должна обеспечивать ориентацию одной из осей
связанной с корпусом спутника системы координат на центр
Земли. Вторая ось ориентируется перпендикулярно плоско-
сти орбиты и с точностью до наклонения орбиты параллель-
на оси вращения Земли. Вокруг этой оси вращаются панели
солнечных батарей при их ориентации на Солнце, при этом
отклонение нормали к панели СБ от направления на Солн-
це, вызванное наклонением плоскости эклиптики к плоско-
сти экватора, не отрабатывается. Третья ось направлена по
полету спутника. В ориентированном положении связанные
оси КА совпадают с осями орбитальной системы координат.
В качестве опорных в таких системах используются следую-
щие направления: на центр Земли, на Солнце и, в отдельных
случаях, на звезды, чаще всего на Полярную звезду. Посколь-
ку у этих систем основным режимом работы является ста-
билизация в орбитальной системе координат и не требуется
совершать какие-либо маневры относительно центра масс,
в качестве исполнительных органов, как правило, исполь-
зуются гиросиловые средства. В этом случае на борту уста-
навливается маховик с большим кинетическим моментом.
Если спутник сориентирован так, что вектор кинетического
момента направлен по бинормали к орбите, то возникает
гироскопическая связь каналов крена и рыскания. Это дает
принципиальную возможность управлять по курсу, распола-
гая информацией только об ошибках ориентации по крену.
Связь маховика с корпусом спутника может быть жесткой,
упруговязкой или через приводы по одной или двумя осями
рамок. Привода могут быть моментными, т. е. обеспечиваю-
щими приложение момента к оси рамки, или редукторными,
обеспечивающими вращение рамки с заданной скоростью.
Возможно применение на геостационарных спутниках свя-
зи и маховичных исполнительных органов, но в этом случае
обязательно необходима информация об отклонениях по
рысканию, получаемая с помощью астросредств или инерци-
альных измерителей. В зависимости от обеспечиваемой точ-
ности ориентации системы можно разделить на следующие
классы:
-	грубые; обеспечиваемая точность ориентации -1-2 °;
-	средние; обеспечиваемая точность ориентации - 0,5-0,7 °;
-	точные; обеспечиваемая точность ориентации - 0,1-0,2 °;
-	высокоточные; обеспечиваемая точность ориента-
ции - 0,1 °.
Системы ориентации и стабилизации геостационарных
спутников-ретрансляторов созданы АО «ИСС» в России впер-
вые.
Первая СОС была разработана в 1974 г. для КА «Раду-
га». Это активная система, относящаяся к классу грубых си-
стем, построена на базе трехстепенного гиростабилизатора
с упруго-вязким подвесом и построителя местной вертикали
с круговым сканированием с чисто релейными алгоритмами
управления. В СОС входит автономная система ориентации
СБ, обеспечивающая постоянную скорость вращения бата-
рей, равную орбитальной.
291
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
Вторым поколением СОС является активная линейная
система, разработанная в 1976 г. для спутников «Экран» и
«Горизонт», относящаяся к классу систем средней точности.
Основными элементами СОС являются двухстепенной гиро-
стабилизатор с моментным двигателем на рамке и пассив-
ным вязким демпфером, построителем местной вертикали
с линейной выходной характеристикой.
Третьим поколением СОС является унифицированная ак-
тивная цифровая система, разработанная в 1982 г. для спут-
ников «Луч», «Галс», «Экспресс-A», «Аркос» и других, относя-
щаяся к классу точных систем. В состав этой системы входят:
трехстепенной гиростабилизатор с шаговыми приводами по
осям рамок, цифровые одноканальные построители местной
вертикали секущего типа, прибор ориентации на Полярную
звезду.
При создании спутников Sesat, «Экспресс-AM» и других
из состава систем ориентации был исключен прибор ориен-
тации на Полярную звезду и введена инерциальная система
на базе блока поплавковых гироскопов. Наличие БЦВМ в кон-
туре управления позволило повысить точность ориентации
и существенно улучшить живучесть и автономность функ-
ционирования системы за счет автономного диагностиро-
вания состояния системы и проведения реконфигурации ее
структуры при возникновении отказов отдельных элементов
или алгоритмов. Важным элементом СОС КА является дви-
гательная установка, которая решает задачи непосредствен-
ного управления движением аппарата относительно центра
масс, сброса кинетического момента, накопленного гиро-
скопическими исполнительными органами за счет внешних
возмущающих воздействий и, что особенно важно, поддер-
жания параметров орбиты КА. Коррекция долготы орбиты,
не требующая больших энергетических затрат, может быть
обеспечена термокаталитическими двигателями. Жесткие
ограничения Международного союза электросвязи по точ-
ности наведения радиолучей КА на обслуживаемые зоны
определяют необходимость коррекции наклонения орбиты
геостационарных КА связи в течение всего срока активного
существования. В этом случае затраты рабочего тела неиз-
меримо больше. На зарубежных спутниках связи на геостаци-
онарной орбите для коррекции долготы и наклонения орбиты
используется рабочее тело двигательной установки, которое
остается после решения задач довыведения КА с переходной
орбиты на геостационарную. С увеличением САС до 15 лет
такая технология становится неэффективной. Для решения
задач коррекции наиболее подходят ЭРДУ на основе СПД
или других типов ЭРД, имеющих энергетическую эффектив-
ность в 5-7 раз выше химических двигателей. Поэтому все
перспективные спутники информационного назначения, за-
пускаемые на геостационарную орбиту, оснащаются электро-
реактивными двигательными установками.
В настоящее время серийные ЭРДУ строятся на основе
стационарных плазменных двигателей - одно из направ-
лений космической техники, где отечественный приоритет
не подлежит сомнению, в то время как зарубежные раз-
работки по ионным двигателям находятся в стадии квали-
фикационных испытаний. При разработке КА «Галс», «Экс-
пресс», «Экспресс-A», «Аркос» было завершено создание
двигательных установок с новыми ЭРДУ с тягой 80 мн. Эти
ЭРДУ обеспечат проведение коррекции орбиты по долготе и
по наклонению в течение 15 лет. Запуск первого КА «Галс»
осуществлен в январе 1994 г. Одновременно продолжались
испытания СПД типа М-100 для подтверждения САС 10 лет
работы на орбите. Применение ЭРДУ на КА «Галс» обеспе-
чивает условную по сравнению с жидкостными ракетными
двигателями экономию массы около 1 т, что является опре-
деляющим фактором создания такого типа КА при использо-
вании существующих средств выведения. Опыт применения
ЭРДУ в составе КА показал существенное влияние СПД на
конструктивно-компоновочную схему, электрические пара-
метры, идеологию испытаний, контроль и диагностику, дру-
гие комплексные параметры КА. Часть вопросов интеграции
ЭРДУ в КА решена, многие находятся в стадии эксперимен-
тальных исследований. В АО «ИСС» накоплен уникальный
материал по влиянию струи ЭРДУ на прохождение радио-
волн, на элементы конструкции КА, на электризацию око-
лоспутниковой атмосферы и т. д., который в значительной
мере ускорит внедрение СПД на КА, разрабатываемых зару-
бежными фирмами. В 2017 г. в условиях полета отработаны
СПУ-140 с тягой 65 г, которые успешно применяются для до-
выведения КА на необходимую орбиту. В результате коорди-
нации со стороны АО «ИСС» проводимых рядом научных ор-
ганизаций исследований получены и внедрены в инженерную
практику методы математического описания движения боль-
шеразмерных упругих конструкций, методы синтеза робаст-
ных регуляторов, малочувствительных к параметрическим и
координатным возмущениям, обеспечивающие прецизион-
ную точность стабилизации КА в целом и высокоточное на-
ведение крупногабаритных упругих элементов конструкции,
эффективные машинные методы исследования динамики
сложных механических систем, которые описываются нели-
нейными нестационарными моделями. Предложены функци-
онирующие в реальном времени высоконадежные бортовые
вычислительные сети, осуществляющие диагностирование и
реконфигурацию СОС, с элементами искусственного интел-
лекта и т. д. Для наземной отработки СОС в АО «ИСС» создан
ряд испытательных комплексов, позволяющих имитировать
движение КА и источники внешних воздействий. Такое моде-
лирование называют полунатурным. Суть метода заключает-
ся в имитации углового движения космического аппарата при
помощи поворотных стендов и воздействий на оптические
датчики при помощи имитаторов. Параметры имитируемого
движения при этом рассчитываются в вычислительном ком-
плексе по информации об управляющих моментах, выраба-
тываемых СОС. Для получения достоверных характеристик
системы оборудование испытательного комплекса должно
отвечать высоким требованиям к качеству имитации движе-
ния, имитации излучения внешних ориентиров.
Одним из первых подобных комплексов является ком-
плекс, созданный в АО «ИСС» в 1977 г. Комплекс комби-
нированного моделирования для испытаний системы ори-
ентации спутника «Экран». ККМ позволял имитировать
двухосное движение аппарата (каналы крена и тангажа) и
засветку земного датчика. Отработка системы на ККМ пока-
зала высокую эффективность полунатурного метода. Этап
испытаний на ККМ был включен в технологический процесс
испытаний КА на заводе-изготовителе. Для первой цифро-
292
Глава 10
вой СОС в 1980 г. создан новый испытательный комплекс
на базе трехстепенного динамического стенда. Кроме того,
в его состав вошли новые имитаторы излучения Земли,
Солнца и звезд.
Новым этапом развития испытательных комплексов для
полунатурных испытаний явилось создание комплексного
моделирующего стенда для отработки СОС спутников «Галс»,
«Экспресс-AM». КМС включает в себя комплекс динамиче-
ских стендов, комплекс имитаторов ориентиров, вычисли-
тельный комплекс, комплекс управления испытаниями и
обработки результатов. Основное отличие КМС от его пред-
шественников - модульность построения.
Основой его структуры являются моделирующие модули:
модуль датчика Земли, модуль датчика Солнца, модуль датчи-
ка звезды. Каждый модуль состоит из имитатора движения и
имитатора ориентира. Количество модулей определяет состав
системы ориентации. Существенно улучшены характеристики
испытательного оборудования. Вычислительный комплекс
представляет собой двухуровневую сеть ЭВМ. Полностью ав-
томатизировано управление испытательным оборудованием.
Программа испытаний представляет собой набор автоматиче-
ски исполняемых циклограмм. Комплекс обработки результа-
тов дает возможность анализировать ход испытаний в процес-
се исполнения циклограмм.
В настоящее время мы ведем работы по увеличению
точности ориентации КА за счет определения и учета в ал-
горитмах управления систематических и случайных ошибок
измерителей путем юстировки на орбите и сопоставления
показаний измерителей различной физической природы: ин-
фракрасных, солнечных, звездных датчиков, инерциальных
измерителей с высокими точностными характеристиками.
Совершенствуются алгоритмы управления в части идентифи-
кации параметров КА и возмущающих воздействий.
Ниже приводятся материалы по активным (СУД) КА свя-
зи на геостационарной орбите, которая наиболее полно от-
вечает задачам всех видов связи, и другим разработкам АО
«ИСС» им. академика М.Ф.Решетнева.
Система «Вектор» применена, успешно функционирова-
ла и функционирует на десятках КА космических комплексов
«Экран», «Экспресс», «Радуга», «Горизонт» и др. Работа по соз-
данию и внедрению этой унифицированной системы ориента-
ции, стабилизации и коррекции положения КА на геостационар-
ной орбите получила признание научно-технического общества
страны и отмечена премией Правительства РФ в области науки
и техники за 1999 г. Эта система и сейчас является базовой при
создании СУД для ряда новых, современных КА.
Внимание уделено СОС на наклонных орбитах в диапа-
зоне высот 1000-40000 км и наклонений 100-60 ° Это соз-
данные АО «ИСС» системы ГЛОНАСС, «Гео-ИК-2» и ряда КА,
разработанных по ТЗ МО.
Технический прогресс последних лет породил факторы,
существенно отразившиеся, кроме прочего, на приборном
составе современной СОС, ее архитектуре и некоторых прин-
ципах синтеза и анализа.
В основу классификации активных СОС предложено при-
нять не назначение КА, а тип осей ориентации. Для спутников
связи на ГСО в качестве осей ориентации естественно сохра-
нить орбитальную систему координат. Напомним, что ось 0Х
этой системы направлена по радиусу-вектору орбиты от Зем-
ли, а ось 0Z - по бинормали в сторону вращения Земли. При-
меняется одностепенной привод вращения панелей солнеч-
ных батарей. Влиянием солнечного склонения на энергосъем
(±23 °) пренебрегается.
Поскольку КА в инерциальном пространстве вращается
с орбитальной скоростью, целесообразно применить гироси-
ловую стабилизацию, создав на борту скрытый кинетический
момент Н. Такой момент, номинально направленный по оси
0Z, порождает гироскопическую жесткость, равную произве-
дению Н на орбитальную угловую скорость и на синус угла
курса - поворот КА вокруг связанной оси 0Х. Этот момент
связывает каналы крена и курса, обеспечивая трехосную ори-
ентацию при измерении только одного опорного направления
- на Землю.
На наклонных орбитах вектор направления на Солнце опи-
сывает в орбитальной систему координат коническую поверх-
ность вокруг оси 0Z с углом полураствора, зависящим от на-
клонения орбиты. Здесь ориентировать СБ по нормали к свету
одностепенным приводом нельзя. Необходимо либо менять
оси ориентации, либо применить двухстепенной привод СБ.
В последнем случае прецеденты были. Так, на спутнике погоды
«Метеор» стоял такой привод. Но на этом аппарате энергосъем
был небольшим. Сейчас речь идет о передаче десятков кило-
ватт. Отдавать надежность и ресурс аппарата на откуп сложно-
му двухстепенному приводу СБ при стоимости КА сотни милли-
онов долларов проблематично. К счастью, поворот КА вокруг
оси 0Х не влияет практически во всех случаях назначения КА
на решение целевой задачи, для которой аппарат создан. По-
этому на наклонных орбитах осями ориентации выбраны
солнечно-земные. В этой системе координат ось 0Х совпада-
ет с орбитальной осью 0Х, весь же аппарат вращается вокруг
этой оси с угловой скоростью изменения угла «Солнце - спут-
ник - Земля» (угол СОЗ). При такой ориентации вектор «аппа-
рат- Солнце» постоянно находится в плоскости OXY связанных
с КА осей, а нормаль СБ к Солнцу обеспечивается поворотом
приводом панелей СБ вкруг одной связанной оси 0Z. Причем
наличие скрытого кинетического момента Н в этом случае не-
желательно, т. к. приведет к расходу топлива двигателями СОС,
оцениваемому по формуле G = Н*угл. ск. C03*Tcac/Jyfl (здесь:
Тсас - срок активного существования КА в секундах; Jyfl. -
удельный импульс топлива двигательной установки СОС КА).
Например, для сжатого газа это 60 с, для термокаталитических
двигателей - 300 с. Поэтому среднее значение кинетического
момента СОС должно быть нулевым. В этом случае исполни-
тельным органом должны быть либо одностепенные маховики,
либо композиция гиродинов.
На ГСО имеются тени и участки орбиты с малыми (0-15 °)
и большими (180 °) углами СОЗ. Здесь Солнце не может слу-
жить опорным ориентиром. На наклонных орбитах, особен-
но на низких, сюда добавляются длительные участки теней.
На этих особых участках возможны два решения: применить
бескарданную инерциальную систему на базе высокоточно-
го датчика угловой скорости с малыми случайными уходами
либо ориентироваться по звездам.
В 1995 г. АО «ИСС» выиграло тендер на создание спут-
ника связи для ЕКА, получившего впоследствии название
SESAT. Непременным условием работы было обеспечение
293
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
САС 10 лет и технического ресурса 12-15 лет. Система же
«Вектор» создавалась на основе отечественных измерителей
и советских стандартов.
Необходим был переход на европейскую систему управ-
ления качеством и надежностью, т. е. переход на европейские
стандарты. В то время найти отечественных поставщиков, га-
рантировавших требуемый ресурс измерительной аппаратуры,
не удалось, и Земной прибор был куплен у фирмы SODERN
(Франция), а Солнечный прибор - у фирмы ADCOL (США). По-
этому, спустя годы, мы имеем две системы типа «Вектор»: от-
ечественный на 100 %, для внутреннего применения и военных
КА, и «Вектор» в смешанной комплектации; приборы отлича-
ются, в числе прочего, алгоритмами обработки информации.
Тем не менее, при создании прибора смешанной комплектации
приобретены знания, позволившие в кратчайшие сроки полу-
чить в России современную измерительную технику, в т. ч.
Земные, Солнечные и Звездные приборы и новые датчики
скорости.
Появление новых плазменных двигателей с увеличенным
номиналом тяги открыло возможность их применения для
довыведения КА на орбиту. Так, СОС однозначно перешла
в разряд СУД, приняв на себя функцию довыведения КА на
рабочую орбиту, т. е. функцию управления движением (СУД).
На первый план, помимо проблем увеличения энергомощно-
сти КА, вышли проблемы управления упругой конструкцией
с переменными инерционными характеристиками и центров-
кой, что обусловлено изменением массы аппарата из-за рас-
ходования топлива, запасы которого существенно выросли
(для довыведения).
Несколько лет тому назад в космической технике прева-
лировала тенденция создания огромных КА по принципу «все
в одном». Это был своеобразный реванш за период, когда от-
сутствовали мощные средства выведения, и приходилось до-
вольствоваться малыми спутниками. Однако ряд катастроф
с дорогостоящими гигантами, пробивавшими ощутимые
финансовые бреши, отрезвил специалистов, заставив снова
«повернуться лицом» к малым КА, придав им новые качества.
Оказалось, что кластеры малых космических аппаратов при их
низкой стоимости и небольшим риском потери всей структу-
ры могут успешно конкурировать с большими КА. Естествен-
но, здесь пройти мимо этой тенденции мы также не смогли и
показали новации, имеющие место в традиционно пассивных
СОС. В частности, на КА с пассивной СУД «Гонец» появилась
система коррекции.
В настоящее время в России создано новое поколение
приборов статического типа на основе ПЗС матриц с цифро-
вым выходом, новые высокоточные датчики угловой скорости
-твердотельные и волоконно-оптические, с необходимым САС
и улучшенными габаритно-массовыми параметрами, способ-
ные заменить покупную аппаратуру. Это же относится к бор-
товым вычислителям. Ввод в эксплуатацию системы ГЛОНАСС
позволил широко применить для управления движением на-
вигационную информацию. Возник обширный размерный ряд
новых исполнительных органов - маховиков, гиродинов, гиро-
статов с новыми свойствами. Появились электрореактивные
двигательные установки с большой тягой, позволившие довы-
водить КА на целевую орбиту. Тем самым СОС окончательно
переросла в СУД.
Эти новации привели к тому, что данный материал есте-
ственным образом распался на два раздела. В первом обоб-
щен опыт системы «Вектор» для ГСО и опыт создания проекта
СЕСАТ. Затем, как дань идее унификации, рассмотрена СУД
с нулевым кинетическим моментом для связных КА на ГСО,
нашедшая применение на «Ямалах», «Экспрессах» разных
размерностей: легких, средних и тяжелых. Внимание уделено
унифицированной схеме СУД с маховиками, а также новым ти-
пам датчиков, двигателям СУД и проблемам наземной отработ-
ки СУД в условиях, максимально приближенных к натурным.
В заключении представлены галереи КА на ГСО с конкретной
привязкой к используемой схеме СУД. На фоне общего вида
аппарата показаны блок-схемы СУД и соответствующие им
структурные схемы. Такая же галерея представлена для КА на
наклонных орбитах.
Во второй части рассмотрены СУД КА «Гео-ИК», «Гло-
насс» и СУД второго поколения КА «Гонец».
СУД спутников систем типа «Экспресс»,
«Горизонт» средней точности ориентации
Анализ технических требований, предъявляемых к стацио-
нарному спутнику-ретранслятору непосредственного телевизи-
онного вещания, показывает, что его бортовые антенны должны
быть направлены на заданный район земной поверхности с точ-
ностью не хуже 20-25 угл.мин. Такую точность трехосной ориен-
тации при измерении одного опорного направления обеспечи-
вает система, основными исполнительными и чувствительными
элементами которой являются гиромаховик в одностепенном
подвесе и ИК-построитель местной вертикали с линейной ста-
тической характеристикой. По каналу тангажа и крена необходи-
мо использовать линейные алгоритмы управления. Тем самым
особо важными становятся проблемы влияния шумов измере-
ний и упругих колебаний панелей солнечных батарей. Дополни-
тельные трудности проектирования порождает взаимовлияние
измерительных каналов ПМВ, которое тем существеннее, чем
меньше отклонение спутника относительно местной вертикали.
В боковом канале управление предлагается формировать
моментным датчиком и реактивными двигателями. Демпфи-
рование нутационных колебаний по крену и курсу целесоо-
бразно осуществлять пассивным демпфером, установлен-
ным на оси прецессии гиромаховика по оси крена соосно
с моментным датчиком. Начальные режимы для спутника,
имеющего в составе СОС одноподвесный гиромаховик, мож-
но обеспечить дополнительным приборным составом.
Итак, в СУД входят двухстепенный гиромаховик, ПМВ, сол-
нечный датчик, одноканальный датчик альбедо Земли, датчик
угловой скорости, привод вращения солнечных батарей и ре-
активная двигательная установка.
Прецизионная СУД «Вектор» для спутников
систем «Экспресс», SESAT и др.
Как уже отмечалось, система ориентации и стабилизации
геостационарных спутников-ретрансляторов ближайшего
будущего должна иметь точность 3-6 угл.мин. Этому требо-
ванию соответствует СОС, где в качестве исполнительного
органа применен трехстепенной гиромаховик с шаговыми
294
Глава 10
Общий вид КА с СУД «Вектор»
приводами рамок подвеса, а в качестве измерителей - при-
бор ориентации на Землю и прибор ориентации на Полярную
звезду. Так как ППЗ создается впервые, необходимо, чтобы
СОС могла обеспечить трехосную ориентацию спутника с точ-
ностью 6-12 угл.мин. только с помощью ПОЗ.
Формирование законов управления подразумевает вы-
полнение на борту значительного объема вычислений, т. е.
применение бортовых вычислительных средств. Сложной про-
блемой проектирования прецизионной СОС является создание
ПОЗ и ППЗ, имеющих точность 2-3 угл.мин. Такую точность
при заданных ресурсных характеристиках дают только цифро-
вые приборы.
Для организации начальных режимов состав СОС необходи-
мо дополнить прибором ориентации на Солнце и блоком измере-
ния угловых скоростей. Управление этими приборами и функции
обработки их сигналов тоже целесообразно передать БЦВМ.
СУДБЕБАТ
Назначение СОС
Система ориентации и стабилизации предназначена для
решения следующих задач:
-	проведение режимов успокоения и начальной ориента-
ции КА с момента включения СОС до перехода в режим штат-
ной трехосной ориентации;
-	обеспечение штатной трехосной ориентации и стабили-
зации КА в орбитальной системе координат в течение всего
срока активного существования, в т. ч. при проведении всех
видов коррекции орбиты;
-	обеспечение одноосной ориентации панелей БС на
Солнце.
Подсистема работает в следующих режимах:
-	режим успокоения;
-	режим начальной ориентации на Солнце;
-	режим начальной ориентации на Землю;
-	режим предварительной ориентации на Землю;
-	режим ориентации на Землю;
-	режим трехосной стабилизации;
-	режим закрутки.
РУ, РНОС, РНОЗ, ПРОЗ и РОЗ являются начальными ре-
жимами, РТС является основным режимом функционирова-
ния СОС. РЗ является аварийным режимом, переход в него
производится только в случае возникновения опасности для
существования спутника.
Состав СОС
В состав подсистемы входят чувствительные элементы,
исполнительные и управляющие органы.
Циклограмма прохождения режимов СОС
295
М) «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
Схема размещения оборудования СОС на КА
Чувствительные элементы:
-	приборы ориентации на Солнце FDSS;
-	приборы ориентации на Землю STD15-R;
-	блоки измерения угловой скорости БИС-5;
-	блок инерциальных гироскопов КИНДЗ-027.
Исполнительные органы:
-	гиростабилизатор «Агат-5»;
-	устройство поворота батареи солнечной 721.3200-0.
Управляющие органы;
-	блок управления СОС 14-0;
-	блок согласования интерфейсов;
-	программное обеспечение СОС.
СУД КА связи с нулевым средним
кинетическим моментом на ГСО
Ниже представлено общее описание подсистем ори-
ентации и стабилизации платформ «Экспресс-1000НТВ»,
«Экспресс-1000К» и ряда других КА в части применяемого
приборного состава и логики прохождения режимов подси-
стемы.
Состав подсистемы
Бортовая аппаратура СОС
Чувствительными элементами СОС являются:
-	два прибора ориентации на Солнце ЗЗЗК; предприятие-
разработчик - АО «НПП «Геофизика-Космос»;
-	два прибора ориентации на Землю 342К; предприятие-
разработчик - АО НПП «Геофизика-Космос»;
-	два звездных прибора SED26; предприятие-разработ-
чик-фирма SODERN;
-	датчик направления на Солнце 334К; предприятие-раз-
работчик-АО «НПП «Геофизика-Космос»;
-	два малогабаритных блока измерения угловой скоро-
сти; предприятие-разработчик - ФГУП «ЦЭНКИ».
Исполнительными органами СОС являются:
-	электромеханический исполнительный орган «Агат-
ам», состоящий из четырех управляющих двигателей-ма-
ховиков и блока автоматики; предприятие-разработчик - АО
«НПЦ «Полюс»;
-	привод батареи солнечной, состоящий из двух блоков
механических и блока электронного; предприятие-разработ-
чик-АО «ИСС».
Программное обеспечение СОС
ПО СОС предназначено для реализации алгоритмов
управления, осуществления контроля каналов управления
и аппаратуры СОС, формирования программной телеметри-
ческой информации. ПО СОС физически реализуется в виде
программ, расположенных в отведенных для них областях
памяти БЦВК.
Бортовая аппаратура других подсистем КА, используе-
мая СОС
СОС в процессе функционирования использует также
бортовую аппаратуру других подсистем:
-	в качестве исполнительного органа для создания
управляющих моментов относительно осей связанной
с КА системы координат используются двигатели ориента-
ции, входящие в состав подсистемы коррекции;
-	в качестве управляющих органов используется бортовой
цифровой вычислительный комплекс, блок управления (в ча-
сти реализации логики РАСО и блокировки включения двигате-
лей) и бортовая аппаратура КИС, входящие в состав БКУ;
-	в качестве контрольных средств используется бортовая
аппаратура телесигнализации, входящая в состав бортового
комплекса управления.
Описание оборудования СОС
Прибор ориентации на Землю
Двухкоординатный оптико-электронный прибор с секу-
щим сканированием, работающий в спектральном диапазоне
от 14 до 16 мкм, предназначен для формирования совместно
с БЦВМ информации об угловом отклонении оси чувстви-
тельности прибора от направления местной геоцентрической
вертикали по двум взаимно перпендикулярным направлениям
в приборной системе координат по каналам тангажа и крена.
Прибор совместно с БПО должен обеспечивать формирование
сигнала о наличии Земли в зоне захвата.
Прибор ориентации на Землю
296
Глава 10
Прибор ориентации на Солнце
ПОС является оптико-электронным прибором скани-
рующего типа. Поле обзора прибора составляет по углу
a s- ±(91+3) °, по углу р s - ±(46+2) °. ПОС предназначен
для выдачи информации об угловом положении Солнца
в приборной системе координат в пределах поля зрения
датчика.
Малогабаритный блок измерения угловой скорости
МБИС предназначен для формирования угловой ско-
рости КА на оси ПСК. Используется в начальных режимах
СОС и в режиме обеспечения живучести КА (ЭМИО).
Малогабаритный блок измерения угловой скорости
Прибор ориентации на Солнце
Прибор звездный
Прибор звездный предназначен для выдачи информа-
ции об угловом положении ПСК по трем координатам от-
носительно инерциальной системы координат.
Электромеханический исполнительный орган
ЭМИО предназначен для создания динамических управ-
ляющих моментов по трем осям связанной с КА системы
координат. ЭМИО состоит из четырех управляющих двига-
телей-маховиков. один из которых является резервным, и
блока автоматики.
Прибор звездный
ЭМИО «Агат-40»
Датчик направления на Солнце
ДНС предназначен для измерения углового положения
Солнца по двум координатам в ПСК в пределах поля обзора
датчика. Прибор используется в режиме аппаратной солнеч-
ной ориентации с целью обеспечения автономной (без ис-
пользования БЦВК) ориентации оси -0Y КА на Солнце
Датчик направления на Солнце 334К
Привод батареи солнечной
Привод батарей солнечных предназначен для враще-
ния панелей БС вокруг оси, параллельной оси 0Z КА, с це-
лью ориентации нормали к активной поверхности БС на
Солнце. ПБС состоит из двух блоков механических и блока
электронного.
Состав ПО СОС
ПО СОС состоит из следующих программ:
-	АДМИН, эпизодическая;
-	ИНФОРМ, циклическая, период работы - 0,25 с;
-	УПРАВЛЕНИЕ СОС, циклическая, период работы - 4 с;
-	ВЫДАЧА, эпизодическая;
-	КОНТРОЛЬ СОС, циклическая, период работы -4 с;
-	ФОРМИРОВАНИЕ ТМИ СОС, циклическая, период рабо-
ты - 4 с.
297
М «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
Основные приборы СУД
Прибор ориентации на Землю
Прибор ориентации на Землю является оптико-электрон-
ным прибором ориентации на Землю и предназначен для
формирования информации о положении инфракрасного
горизонта Земли в приборной системе координат. По этой
информации в системе управления КА определяются углы
отклонения оси чувствительности изделия 0 и ф от направ-
ления местной геоцентрической вертикали по двум взаимно
перпендикулярным направлениям в системе координат изде-
лия, связанной с посадочной плоскостью изделия.
Основной несущей частью конструкции прибора является
корпус, формирующий посадочное место изделия и обеспечи-
вающий однозначность установки изделия на объекте. Мате-
риал корпуса - сплав АМгб. В корпусе прибора размещены все
электронные схемы изделия, механизм сканирования, а также
элементы оптической системы. На корпус выведены разъемы,
обеспечивающие подключения изделия к КА, а также установку
адреса изделия для обмена данными по МКО с БЦВК. Верхняя
часть объектива прибора имеет защитную крышку (материал -
АМгб) красного цвета, которая снимается непосредственно
перед штатной эксплуатацией изделия.
Общий вид прибора ПОЗ
Прибор ориентации на Солнце
Прибор ориентации на Солнце представляет собой опти-
ко-электронный прибор ориентации на Солнце для определе-
ния углового положения Солнца в приборной системе коор-
динат, связанной с посадочной плоскостью прибора.
Прибор, представляющий собой моноблок в негерметич-
ном исполнении предназначен для использования в составе
системы ориентации и стабилизации космических аппаратов
в условиях космического пространства на орбитах высотой
от 500 до 40000 км.
Прибор ориентации на Солнце
Датчик направления на Солнце
Датчик направления на Солнце представляет собой опти-
ко-электронный датчик направления на Солнце (негерметич-
ный моноблок, установленный снаружи КА) и предназначен
для измерения углового положения Солнца в приборной си-
стеме координат, связанной с посадочной плоскостью при-
бора. В состав ДНС входа два независимых комплекта.
Корпус прибора имеет три фланца с отверстиями для
крепления изделия на объекте. Для защиты оптики от грязи
и механических повреждений при наземной эксплуатации на
изделии устанавливается защитная крышка, которая снима-
ется при установке на прибор навесного имитатора
Общий вид ДНС
Прибор ориентации на Солнце статический
Прибор ориентации на Солнце статический предназначен
для формирования по собственному излучению Солнца и вы-
дачи по запросу из БЦВК объекта информации об угловом
положении направления на геометрический центр Солнца
в приборной системе координат, связанной с посадочной
плоскостью прибора.
Прибор имеет правую ортогональную систему коор-
динат ОАВС. Система координат прибора материализуется
конструкцией посадочного места прибора. Прибор пред-
ставляет собой негерметичный моноблок, устанавливаемый
снаружи КА и функционирующий в условиях космического
пространства.
Внешний вид ПОСст
(со снятой защитной крышкой)
298
Глава 10
Электромеханический исполнительный
орган
Прибор предназначен для использования
в качестве исполнительного органа в соста-
ве системы ориентации и стабилизации КА и
обеспечивает формирование динамических
моментов по осям вращения УДМ1-УДМ4.
Система координат УДМ
Начало системы координат 0XYZ совпа-
дает с точкой пересечения оси вращения УДМ
с посадочной плоскостью прибора. Базовая
плоскость Y0X совпадает с посадочной пло-
скостью прибора.
Ось 0Y лежит в посадочной плоскости
прибора. Ось ОХ лежит в посадочной плоско-
сти прибора перпендикулярно оси 0Y. Ось 0Z
дополняет систему координат до правой.
Положительное направление кинетического
момента УДМ! совпадает с положительным направлением
оси 0Z (без учета конструктивной погрешности).
В состав прибора входят БА и УДМ1, УДМ2, УДМЗ, УДМ4.
УДМ1-УДМ4 - двигатели УДМ-70М-0.2. В состав БА входят
КУМ1, КУМ2, КУМЗ, КУМ4.
Система координат УДМ
Электромагнитное устройство
Электромагнитное устройство 1401-0-01 предназначено
для создания дипольного магнитного момента. ЭМУ является
исполнительным устройством СОС.
При подаче питания на контакты соединителя ток, про-
ходя через витки обмотки электромагнита, создает магнит-
Электромагнитное устройство: 1 - электромагнит;
2 - корпус; 3 - телеметрический датчик;
4 - соединитель; 5 - изолированный сердечник
Конструкция двигателя УДМ: 1 - обмотка двигателя; 2 - каркас;
3 - маховик; 4,6,9, 15 - втулки; 5 - магниты; 7 - ротор ДПР;
8 - статор ДПР; 10 - корпус; 11 - корпус; 12 - уплотнение;
13 - гермосоединитель; 14 - термометр; 16 - подшипник
Общий вид ПОЗ (статический)
ное поле, которое намагничивает сердечник до получения
заданного значения магнитного момента. Контакты геркона
при этом замыкаются.
При снятии питания с катушки сердечник размагничи-
вается до значения остаточного момента. Контакты геркона
размыкаются.
Конструкция ЭМУ
Электромагнит представляет собой обмотку, выполнен-
ную медным эмалированным проводом на изолированный
сердечник. Сердечник выполнен в виде цилиндрического
стержня из железоникелевого сплава 50Н (пермаллоя). Ма-
териал сердечника имеет высокую магнитную проницае-
мость, что обеспечивает максимальное магнитное поле при
минимальной мощности, а также минимальной остаточной
намагниченности.
Корпус представляет собой сварную тонкостенную кон-
струкцию, выполненную из алюминиевого сплава. Корпус слу-
жит для установки в нем электромагнита, а также для крепле-
ния ЭМУ на изделии. На корпусе имеются посадочные места А
для крепления ЭМУ на изделии - приваренные опоры с отвер-
стиями. На наружную поверхность корпуса нанесено лакокра-
сочное терморегулирующее покрытие, обеспечивающее при
эксплуатации температуру конструкции от -60 °C до +70 °C.
Телеметрический датчик сигнализирует о наличии магнит-
ного поля ЭМУ. В качестве телеметрического датчика использо-
ван магнитоуправляемый герметизированный контакт (геркон).
299
М) «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
Геркон представляет собой контактные ферромагнитные
пружины, помещенные в герметичный стеклянный баллон,
заполненный инертным газом.
Контактные элементы являются одновременно элемен-
тами магнитной цепи. При воздействии магнитного поля
электромагнита происходит замыкание контактов геркона.
При снятии питания с катушки сердечник размагничивается
до значения остаточного момента. Контакты геркона размы-
каются.
Прибор звездный
Прибор звездный представляет собой оптико-электрон-
ное изделие ориентации по звездам и предназначено для
определения и выдачи в бортовой цифровой вычислитель-
ный комплекс информации для определения трехосной
ориентации космического аппарата в геоцентрической инер-
циальной системе координат. Прибор предназначен для ис-
пользования в составе системы ориентации и стабилизации
космических аппаратов. Прибор обеспечивает определение
ориентации КА без предварительного знания пространствен-
ного углового положения.
Конструкция БО ПЗВ с блендой: 1 - бленда;
2 - объектив; 3 - призма
ПЗВ состоит из четырех блоков оптических и блока элек-
тронного (блок состоит из двух идентичных функционально
независимых каналов), устанавливаемых снаружи КА и функ-
ционирующих в условиях космического пространства.
Блоки оптические предназначены для формирования
изображения навигационных звезд на фоточувствительном
поле ФПУ, считывания с ФПУ зарядового пакета, накоплен-
ного за время экспозиции, и преобразования его в напряже-
ние и затем в 10-разрядный двоичный код встроенным в ФПУ
АЦП, для хранения кадров считанной информации с фото-
приемников в ОЗУ БО, предварительной обработки кадров
считанной информации и передачи этой информации в БЭ.
Конструкция БЭ ПЗВ
В состав БО входят объектив и блок управления и пред-
варительной обработки. Каждый БО комплектуется блендой
с углом засветки 30 °.
БЭ предназначен для окончательной обработки инфор-
мации по определению кватерниона ориентации и угловой
скорости и передачи информации в БЦВК с использовани-
ем последовательного интерфейса МКО. В состав БЭ входит
устройство вычисления и обмена.
Принцип действия
При визировании навигационных звезд ПЗВ:
а)	формирует с помощью оптической системы изображе-
ния НЗ на фоточувствительном поле ФПУ рабочих БО;
б)	считывает с ФПУ зарядовый пакет, накопленный за
время экспозиции изображения НЗ, и преобразует его в на-
пряжение и затем в 10-разрядный двоичный код аналого-
цифрового преобразователя и проводит предварительную
обработку в блоке управления и предварительной обработки
каждого рабочего БО;
в)	передает информацию каждого рабочего БО в БЭ и
обрабатывает цифровую информацию в вычислительном
устройстве по соответствующим алгоритмам (в т. ч. иден-
тификацию по звездному каталогу) с целью определения
ориентации по трем осям измерительной системы координат
относительно геоцентрической системы координат и выдачи
кватерниона ориентации, а также угловой скорости в БЦВК
системы ориентации и стабилизации в согласованном фор-
мате (в сопровождении времени измерения ориентации).
При подаче первичного питания (на основной или резерв-
ный канал) в приборе автоматически проводятся проверки го-
товности ПЗВ в следующем объеме: контроль вторичного пи-
тания БЭ, контроль сохранности программы и данных в ППЗУ,
тестовый контроль ВУ. При положительных результатах всех
указанных проверок ПЗВ продолжает дальнейшие проверки
по внутренней временной циклограмме. Включается последо-
вательно питание каждого БО, подключенного к БЭ в данной
комплектации изделия, и проводятся проверки каждого БО
в объеме - контроль вторичного питания БО, тестовый кон-
троль БУПО, контроль фотоэлектронного тракта и др.
После проверки готовности ПЗВ выполняется основной
режим работы изделия - режим автономного определения
ориентации. В данном режиме прибор последовательно
осуществляет поиск световых источников, слежение за най-
денными источниками и их отбраковку. По найденным све-
товым источникам происходит распознавание звезд. После
завершения распознавания прибор продолжает слежение за
опознанными звездами и выдает информацию об ориента-
ции (кватернион ориентации) и угловых скоростях.
Включение БО осуществляется от БЭ коммутацией цепи
бортового питания +27 В в соответствии с алгоритмом функ-
ционирования изделия. Питание подается на выбранный (ос-
новной или резервный) канал БЭ.
Обмен информацией между каждым БО и БЭ реализу-
ется по последовательному интерфейсу RS-485. Интерфейс
организован по схеме полного дуплекса, т. е. передача ин-
формации может проводиться в обоих направлениях неза-
висимо и одновременно. С целью уменьшения потребляемой
изделием мощности драйверы передатчиков включаются
только на время передачи информации.
300
Глава 10
Двигательные установки СУД
Двигательные установки современных геостационарных КА
Как известно, геостационарный спутник находится в опре-
деленной позиции (точке стояния) геостационарной орбиты.
Эта точка является орбитальным ресурсом, на который пре-
тендуют многие страны (каждому хочется «подвесить» над
своей территорией связной спутник), поэтому точки стояния
распределяются международными соглашениями. Эти согла-
шения также оговаривают точность поддержания орбиталь-
ной позиции спутника в процессе эксплуатации. Нарушать
эти требования нельзя, поэтому орбиту спутника надо перио-
дически корректировать как в направлении «запад - восток»
(по долготе), так и в направлении «север - юг» (по наклоне-
нию плоскости орбиты к плоскости экватора). До 1994 г. все
стационарные спутники, разработанные в АО «ИСС», оснаща-
лись двигательными установками, которые могли осущест-
влять коррекции орбиты только в направлении «запад - вос-
ток». Коррекцию наклонения они делать не могли из-за очень
большой энергоемкости этой задачи. Попросту говоря, для
коррекции наклонения не хватило бы топлива. Взять больше
топлива было невозможно, т. к. вес спутника в этом случае
превысил бы возможности средств выведения.
Однако новые спутники АО «ИСС» должны иметь воз-
можность, подобно западным аналогам, корректировать не
только долготу, но и наклонение. Для изделия «Геликон» спе-
циалистами ОКБ «Факел» по техзаданию АО «ИСС» была раз-
работана двигательная установка коррекции 14Д61. В этой
ДУ было уже не четыре, а восемь двигателей: из них одна
половина - для коррекции в направлении «запад - восток»,
а другая - в направлении «север - юг», т. е. эта установка
впервые в нашей стране могла осуществлять коррекцию на-
клонения орбиты геостационарного спутника. Вместо двига-
телей М-70 использовались М-100.
Необходимо отметить, что работа электрореактивной
ДУ невозможна без системы преобразования и управления,
которая формирует все многочисленные напряжения, необ-
ходимые для питания элементов двигателя, формирует теле-
метрию, управляет отдельными элементами ДУ. СПУ - это
весьма сложный электронный прибор. Первоначально для
ДУ 17Б11 его разработало и производило ОКБ «Факел», но
это было очень трудно для непрофильного предприятия, по-
этому вскоре производство СПУ было передано в АО «НПЦ
«Полюс», которое специализировалось на разработке и про-
изводстве электронных приборов и преобразователей. Для
ДУ 14Д61 (затем 202Е) «Полюс» создал СПУ 17М220, а для
ДУ 22Т - более совершенный прибор СПУ-К.
Дальнейшее развитие пошло по пути совершенствова-
ния созданных образцов двигателей, двигательных уста-
новок и приборов управления ими. На изделии Sesat были
Блок коррекции с двигателем SPT-100B
Работа плазменного двигателя в вакуумной камере
Светлая кольцевая область - зона ионизации
и ускорения в выходном сечении ускорительного канала
Розовое пятно сверху - работающий катод.
Веретенообразная светящаяся область по оси
двигателя (кроссовер) - геометрическое место
пересечений траекторий ускоренных ионов,
покидающих двигатель
Система преобразования и управления (СПУ-К)
для ЭРДУ22Т
Блоки ДУ коррекции, установленные на изделии «Экспресс-
АМ». Под красными защитными крышками - двигатели,
арматура в зеленой раме - блок подачи ксенона,
белые сферические блоки в нижней части снимка -
баки для хранения ксенона
301
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
использованы модифицированные двигатели М-100,
получившие на западный манер обозначение SPT-1OOB
(Stationary Plasma Thruster) и сертификацию по западным
стандартам. Двигательная установка коррекции, разрабо-
танная, как и предыдущие, в ОКБ «Факел», получила обо-
значение 22Т.
С учетом успешного опыта применения ЭРДУ в составе
КА АО «ИСС» другие российские предприятия (РКК «Энер-
гия», ГКНПЦ им. Хруничева), а также зарубежные фирмы
(SS/L, Astrium, Alcatel) также стали применять на своих из-
делиях плазменные двигатели разработки ОКБ «Факел».
Двигательные установки на основе
термокаталитических двигателей
В отличие от получивших довольно громкую известность
электрореактивных двигательных установок, о системах на
базе монотопливных двигателей известно меньше. Тем не
менее они прочно занимают свою нишу и надежно обе-
спечивают решение задач ориентации КА в пространстве и
коррекции орбиты при относительно небольших потребных
суммарных импульсах. В диапазоне до 10 т*с монотоплив-
ные системы выгоднее в весовом отношении, чем электро-
реактивные ДУ. В этом диапазоне как раз находятся потреб-
ности спутников на эллиптических («Молния», «Меридиан»)
и средних («Глонасс», «Глонасс-М», «Глонасс-К») круговых
орбитах. В эту же группу попали и первые геостационарные
КА с малым сроком существования («Радуга», «Экран», «Го-
ризонт»), Поэтому на протяжении последних десятилетий
работа по монотопливным двигательным системам велась
с неослабевающим напряжением. В частности, в середине
1980-х гг. с целью унификации применяемых топлив на из-
делиях «Радуга», «Экран-М» была проведена замена кор-
ректирующей двухкомпонентной двигательной установки
11Д78 на однокомпонентную ДУ 17Д66.
Высокую эффективность продемонстрировала моно-
топливная ДУ коррекции-ориентации 17Д92, разработанная
в начале 1980-х гг. для КА «Глонасс». Двигатель коррекции
С5.217 и баки С5.117 для этой ДУ были разработаны в КБХМ,
а двигатели ориентации К-10 - в ОКБ «Факел», оно же от-
вечало за всю ДУ в целом. Специфика навигационного КА
(недопустимость внесения возмущений в движение КА по
орбите) заставила предъявить новые требования к ДУ: ра-
бота управляющих двигателей парами, жесткие требования
по стабильности тяги и разнотяговости двигателей, мини-
мальные утечки топлива. Для выполнения этих требований
ОКБ «Факел» проделал большой объем проектной и экспе-
риментальной работы. После выполнения задач начального
этапа эксплуатации КА двигательная установка переводилась
в режим хранения с минимальным энергопотреблением и га-
зовыделением. В этом режиме ДУ находилась большую часть
времени.
С учетом опыта эксплуатации двигательная установка
была усовершенствована в направлении уменьшения коли-
чества баков, отказа от работы двигателей парами (что дало
возможность уменьшить количество двигателей вдвое), при-
менения новых легких клапанов МЭК вместо С5.629, отказа
от стабилизации тяги (что дало возможность исключить ста-
Блок хранения топлива ДУ 14Д519
Двигательный блок ориентации ДУ 14Д519
билизаторы давления). Такая ДУ, созданная в ОКБ «Факел»
и получившая обозначение 14Д519, применена на изделии
«Глонасс-М».
Еще более совершенная ДУ применена на изделии
«Глонасс-К». Она создана из монотопливных двигательных
систем, стала предельно простой и легкой.
Дальнейшее совершенствование
двигательных подсистем
Ближе к концу 1990-х гг. стало постепенно складываться
понимание того, что эксплуатируемые двигательные установ-
ки далеки от совершенства и имеют значительные резервы
для улучшения характеристик. Это стало отчетливо видно
(особенно для электрореактивных ДУ) при формировании
новых и очень жестких для отечественных КА требований
к сроку активного существования -15 лет.
Галерея КА на ГСО
КА «Радуга»
Основные характеристики КА «Радуга»
Масса - 2000 кг
Мощность СЭП -1250 Вт
Тип СОС - активная
302
Глава 10
КА «Радуга»
КА «Луч»
САС -1-3 года
Тип орбиты - геостационарная
Высота орбиты - 36000 км
Средства выведения - PH «Протон-К» с РБ «ДМ»
Космодром - Байконур
Дата запуска - 22 декабря 1975 г.
КА «Экран»
КА «Экран»
Основные характеристики КА «Экран»
Масса - 2000 кг
Мощность СЭП -1300 Вт
Тип СОС - активная
САС -1 год
Тип орбиты - геостационарная
Высота орбиты - 36000 км
Средства выведения - PH «Протон-К» с РБ «ДМ»
Космодром - Байконур
Дата запуска - 26 октября 1976 г.
КА «Луч»
Основные характеристики КА «Луч»
Масса - 2420 кг
Мощность СЭП - 2300 Вт
Тип СОС - активная
САС - 5 лет
Тип орбиты - геостационарная
Высота орбиты - 36000 км
Средства выведения - PH «Протон-К» с РБ «ДМ»
Космодром - Байконур
Дата запуска -11 октября 1995 г.
KASESAT
КА SESAT
Основные характеристики КА SESAT
Масса - 2572 кг
Мощность СЭП - 5300 Вт
Тип СОС - активная
САС-10 лет
Тип орбиты - геостационарная
Высота орбиты - 36000 км
Средства выведения - PH «Протон-К» с РБ «ДМ»
Космодром - Байконур
КА «Экспресс-АМ5»
КА «Экспресс-АМ5»
303
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
Основные характеристики КА «Экспресс-АМ5»
Масса - 3360 кг
Мощность СЭП -16200 Вт
Тип СОС - активная
САС-15 лет
Тип орбиты - геостационарная
Высота орбиты - 36000 км
Средства выведения - PH «Протон-М» с РБ «Бриз-М» и
довыведением бортовой ЭРДУ
Космодром - Байконур
Дата запуска - 26 декабря 2013 г.
КА KazSat-3
КА KazSat-3
Основные характеристики КА KazSat-3
Масса-1740 кг
Мощность СЭП - 9320 Вт
Тип СОС - активная
САС-15 лет
Тип орбиты - геостационарная
Высота орбиты - 36000 км
Средства выведения - PH «Протон-М» с РБ «Бриз-М»
Космодром - Байконур
Дата запуска - 28 апреля 2014 г.
КА «Ямал-401»
КА «Ямал-401»
Основные характеристики КА «Ямал-401»
Масса - 2976 кг
Мощность СЭП -16800 Вт
Тип СОС - активная
САС-14 лет
Тип орбиты - геостационарная
Высота орбиты - 36000 км
Средства выведения - PH «Протон-М» с РБ «Бриз-М»
Космодром - Байконур
Дата запуска -15 декабря 2014 г.
СУД КА «Глонасс-М»
Система ориентации и стабилизации предназначена для
решения следующих задач:
-	проведение успокоения и начальной ориентации спутни-
ка с момента включения СОС до перехода в штатный режим
ориентации на Землю;
-	обеспечение ориентации спутника на Землю в течение
всего срока активного существования, в т. ч. при проведении
коррекций орбиты;
-	обеспечение ориентации солнечных батарей на Солнце;
-	обеспечение режима аппаратной солнечной ориентации
(режим живучести спутника).
Основные требования к СОС
Система ориентации и стабилизации должна обеспечивать:
-	проведение успокоения и начальной ориентации оси ОУ
КА на Солнце (для создания устойчивого положительного
энергобаланса спутника) за время, не превышающее 2 часов
от начала РУ;
-	начальную ориентацию спутника на Землю;
-	ориентацию продольной оси КА на Землю по каналам
тангажа и крена с погрешностью ±3 ° и совмещение плоско-
сти X0Y КА с плоскостью «Солнце - Объект - Земля» с по-
грешностью ±3 ° в течение всего САС;
-	ориентацию нормали к рабочей поверхности панелей БС
на Солнце с погрешностью не более 5 °;
-	ориентацию спутника и панелей БС на Солнце для соз-
дания устойчивого положительного энергобаланса спутника
в режиме обеспечения живучести;
-	неоднократное повторное проведение начальных ре-
жимов для восстановления штатной ориентации спутника из
режима солнечной ориентации.
Основные характеристики системы ориентации и стаби-
лизации
Построение системы ориентации и стабилизации, алго-
ритмов ее работы, состав и характеристики оборудования
и программного обеспечения выбраны таким образом, что
в процессе выполнения основных требований к СОС обеспе-
чивает выполнение следующих технических и эксплуатацион-
ных характеристик:
-	отсутствие ограничений на время проведения коррек-
ций орбиты в течение всего года;
-	отсутствие потери Земли в случае отказа любого одно-
го датчика или исполнительного органа или в случае выдачи
любой одиночной ошибочной команды;
-	полное резервирование, включая резервированную
управляющую электронику и резервированные датчики ори-
ентации; схема резервирования управляющих маховиков
обеспечивает выполнение всех функциональных требований
к подсистеме в случае отказа любого одного из них;
304
Глава 10
-	модульное построение структуры бортового ПО СОС,
позволяющее при необходимости гибко изменять логику ра-
боты СОС по командам с НКУ или в соответствии с заложен-
ной логикой;
-	возможность переключения с НКУ резервированного
или функционально резервированного оборудования без
ухудшения точности наведения;
-	автономный контроль состояния системы и ее элемен-
тов с автоматическим переходом на резерв (при необходи-
мости); возможность выбора оборудования в случае пере-
ключения на резерв с целью предотвращения использования
отказавших приборов;
-	возможность включения и отключения режима контро-
ля по командам с НКУ; возможность отключения (блокиров-
ки) по командам с НКУ любой автоматической функции по
переключению на резервное оборудование;
-	формирование телеметрической информации, доста-
точной для анализа состояния и функционирования системы.
Состав и функциональная схема СОС
На основе анализа предъявляемых к системе требований
по точностным характеристикам и техническому ресурсу ап-
паратуры, а также учитывая существующий на предприятии
опыт разработки СОС для малых спутников, выбран пред-
ставленный ниже вариант построения системы.
Схема размещения элементов СОС на КА
Бортовая аппаратура СОС
В качестве чувствительных элементов СОС используются:
-	прибор ориентации на Солнце ПОС 349К (выполнен
в виде моноблока) - 6 шт.; предприятие-разработчик - НПП
«Геофизика-Космос» (г. Москва);
-	прибор ориентации на Землю МПОЗ - 2 шт.: предпри-
ятие-разработчик- НПП «Геофизика-Космос»;
-	магнитометр 17М23 (выполнен в виде блока преобра-
зователей 17М23БП и блока электроники 17М23БЭ) - 1 шт.;
предприятие-разработчик - АО «ИСС»;
-	волоконно-оптический блок измерения угловой скоро-
сти -1 шт.; разработчик - НПК «Оптолинк» (г. Зеленоград).
Исполнительными органами СОС являются:
-	электромеханический исполнительный орган;
-	«Агат», состоящий из четырех управляющих двигате-
лей-маховиков и одного блока электроники -1 шт.; предпри-
ятие-разработчик - НПЦ «Полюс» (г. Томск);
-	электромагнитное устройство (выполнен в виде моно-
блока) - 2 шт.; предприятие-разработчик - АО «ИСС»;
-	устройство поворотное батареи солнечной (комплект,
состоящий из двух независимых блоков механических, один
из которых установлен по оси +0Z спутника, другой - по -0Z
спутника, и блока электроники) -1 шт.; предприятие-разра-
ботчик-АО «ИСС».
Программное обеспечение СОС
ПО СОС предназначено для реализации
алгоритмов управления, осуществления кон-
троля каналов управления и аппаратуры СОС,
формирования программной телеметрической
информации. ПО СОС физически реализуется
в виде программ, расположенных в отведен-
ных для них областях памяти БКУ.
Бортовая аппаратура других подсистем КА,
используемая СОС
Функционально в состав СОС входят логи-
чески-преобразующие устройства и управляю-
щие органы СОС, входящие в состав БКУ, яв-
ляющиеся составными частями других систем
изделия:
-	бортовой интегрированный вычислитель-
ный комплекс;
-	блок управления;
-	бортовая аппаратура командно-измери-
тельной системы.
Назначение бортовой аппаратуры СОС
Прибор ориентации на Солнце предназна-
чен для измерения углового положения Солн-
ца по двум координатам в приборной системе
координат в пределах поля зрения датчика.
Прибор ориентации на Землю предназначен
для измерения углового положения Земли
по каналам крена и тангажа в ПСК в пределах
поля зрения датчика. Магнитометр предназна-
чен для выдачи информации об угловом поло-
жении ПСК по трем координатам. Выдаваемые
сигналы пропорциональны ортогональным
составляющим вектора индукции магнитного
305
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
БИВК
Функциональная схема СОС в основном режиме работы
поля Земли ЛУ(Нх,Ну,Н2) в осях приборной системы координат
магнитометра.
Датчик угловых скоростей предназначен для определе-
ния проекций вектора угловой скорости спутника на оси ПСК.
Электромеханический исполнительный орган предназначен
для создания управляющих моментов относительно трех
осей связанной со спутником системы координат. Электро-
магнитное устройство предназначено для создания управ-
ляющих моментов по каналам тангажа, крена, рыскания.
В начальных режимах и режиме живучести (РАСО) является
основным управляющим органом. В режиме трехосной ста-
билизации (РОЗ) используется для разгрузок ЭМИО. Устрой-
ство поворота батареи солнечной предназначено для одно-
осного вращения панелей БС с целью ориентации нормали
к активной поверхности БС на Солнце.
Логика функционирования СОС
СОС работает в следующих режимах:
-	режим успокоения;
-	режим начальной ориентации на Солнце;
-	режим начальной ориентации на Землю;
-	режим ориентации на Землю;
-	режим аппаратной солнечной ориентации.
РУ, РНОС и РНОЗ являются начальными режимами.
РОЗ - основной режим функционирования спутника. РАСО -
режим сохранения живучести спутника.
Упреждающий разворот КА
Навигационные космические аппараты системы ГЛО-
НАСС эксплуатируются на наклонной круговой орбите высо-
той 19100 км и ориентируются в солнечно-земной системе
координат. Ось ОХ космического аппарата ориентируется на
центр Земли по информации с прибора ориентации на Зем-
лю. Панели солнечных батарей ориентируются на Солнце
путем совмещения оси 0Y КА с плоскостью «Солнце - кос-
мический аппарат (объект) - Земля» и разворота панелей СБ
в плоскости ХОУ по информации с прибора ориентации на
Солнце, установленного на корпусе космического аппарата.
Орбита навигационного космического аппарата системы
ГЛОНАСС имеет особые участки (при углах «Солнце - косми-
ческий аппарат - Земля», близких к 0 ° - малые углы СОЗ и
близких к 180 ° - большие углы СОЗ), при прохождении кото-
рых космический аппарат совершает разворот вокруг оси ОХ
КА с целью обеспечения прогнозирования движения центра
масс КА.
Особые участки орбиты навигационного кос-
мического аппарата системы ГЛОНАСС
При ориентации космического аппарата в солнечно-
земной системе координат нормаль к рабочей поверхности
солнечной батареи должна быть ориентирована в плоско-
сти СОЗ.
Из рассмотрения рисунков видно, что без упреждения
ошибка ориентации панелей на Солнце получается суще-
ственно больше, чем с упреждением.
Необходимо отметить также следующее. В связи с тем,
что космический аппарат является навигационным, ошибка
ориентации панелей СБ на Солнце приводит к непрогнози-
руемым силам от солнечного давления, которые влияют на
движение центра масс космического аппарата.
Погрешность ориентации панелей СБ на Солнце при раз-
вороте КА возникает в плоскости X0Z, т. к. привод солнечной
306
Глава 10
tga  cos E  cos2 у/
Из сферического треугольника CSS1 на рисунке имеем:
sin^z =
sincr
sinTV/f ’
cos7V/<7 =cosacosE;
Взаимное расположение орбитальной (OXoYoZo), сол-
нечно-земной (0XzYzZz) и связанной (0XYZ) систем коорди-
нат: СОЗ - угол «Солнце - космический
аппарат - Земля»; а - угол между плоскостью орбиты и
направлением на Солнце; 0 - центр масс КА; S -
направление на Солнце; S1 - проекция направления
на Солнце на ось OYo орбитальной системы координат;
Е - угол от текущего положения КА на орбите до точки
орбиты, в которой угол СОЗ минимален (максимален); Ео
- угол от точки по орбите, в которой включается упреж-
дающий разворот до точки, в которой угол СОЗ максима-
лен (минимален); - угол рыскания (текущий угол между
осью OYo и проекцией направления
на Солнце на плоскость OZoYo); у - угол разворота
вокруг оси ОХ в процессе движения по орбите от те-
кущего положения КА до точки прохождения максималь-
ного (минимального) угла СОЗ; 030 - орбитальная угловая
скорость; V - линейная скорость КА; OXoYoZo- орбитальная
система координат (ОХо - направлена по текущему радиус-
вектору изделия от Земли, OZo -
направлена по нормали к плоскости орбиты, 0Y -
дополняет систему координат до правой); 0XzYzZz
- солнечно-земная система координат (0Xz - совпадает
с ОХо, 0Yz - лежит в плоскости XOOXS, 0Z - дополняет си-
стему координат до правой); OXYZ - связанная с
космическим аппаратом система координат.
Скорость вращения плоскости СОЗ (wco3) определяется
по следующей формуле:

sina-cosa-cos?/
“j 2	2 J *^о
1-cos a cos A
sin2 NIC = 1 - cos2 NIC = 1 - cos2 a • cos2 E;
2 i  ->	, sin2 a , sin2 a
COS I/ = 1 - Sin“ Ш = 1--— = 1-------------z------.
sin~ NIC	1- cos2 a * cos2 NIC
Из формул следует, что при угле а между плоскостью орби-
ты и направлением на Солнце, близком к нулю,
скорость вращения плоскости СОЗ близка к нулю. Одна-
ко в точке Е = 0 скорость вращения плоскости СОЗ стремится
к бесконечности.
Таким образом, отслеживание плоскости СОЗ при прохож-
дении малых (близких к 0 °) и больших (близких к 180 °) углов
СОЗ с использованием исполнительных органов системы ори-
ентации без ошибки невозможно. На рисунках показаны про-
цессы отслеживания
плоскостью X0Y плоскости СОЗ без упреждения и с упреж-
дением при угле а=0.
Процесс отслеживания плоскостью X0Y плоскости СОЗ без
упреждающего разворота при угле а=0
При прохождении теневых участков от Земли угол
СОЗ принимает минимальное значение. При прохождении
участков орбиты, на которых КА находится между Землей
и Солнцем, угол СОЗ принимает максимальное значение.
Из сферического треугольника XZZ1 на рисунке
имеем:
g V =
sin?/
Дифференцируя (2) и полагая, что а=0 и Е=соо, полу-
чим:
Процесс отслеживания плоскостью X0Y плоскости СОЗ
с упреждающим разворотом при угле а=0
307
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
батареи не может устранить ошибку в этой плоскости (одно-
степенной привод солнечной батареи устраняет ошибку ори-
ентации только в плоскости X0Y).
Проекции сил солнечного давления на ось ОУо орби-
тальной системы координат, совпадающей с вектором
линейной скорости КА, при симметричном упреждающем
развороте относительно точки максимального угла СОЗ
компенсируются. Проекции сил от солнечного давления
на ось OZo орбитальной системы координат, совпадающей
с нормалью к плоскости орбиты, не оказывают значитель-
ного влияния на движение центра масс КА. Поэтому при
симметричном упреждающем развороте осуществляется
минимизация влияния упреждающего разворота на дви-
жение центра масс КА.
Прохождение особых участков орбиты
При прохождении больших (малых) углов СОЗ при моду-
ле угла между плоскостью орбиты и направлением на Солн-
це меньше заданного значения (2 °) и модуле угла между
осью OX (-0Х) и направлением на Солнце меньше заданного
значения (5 °) на каждом цикле управления выполняются
следующие действия:
-	определяется угол Е в плоскости орбиты между текущим
положением КА и положением КА в момент прохождения мак-
симального (минимального) угла СОЗ;
-	определяется угол разворота \|/разв относительно оси ОХ
в процессе движения по орбите от текущего положения КА
до точки прохождения максимального (минимального) угла
СОЗ, в которой ось 0Y должна быть перпендикулярна пло-
скости орбиты;
-	определяется время ^разворота по оси ОХ на указанный
выше угол при заданной скорости разворота вокруг оси ОХ;
-	определяется время Т2 прохождения по орбите угла от
текущего положения до точки прохождения максимального
(минимального) угла СОЗ.
Как только время Тр необходимое для разворота вокруг
оси ОХ на вычисленный угол разворота, становится больше
времени Т2 прохождения по орбите угла от текущего поло-
жения КА до точки прохождения максимального (минималь-
ного) угла СОЗ, формируется признак на упреждающий про-
граммный разворот КА вокруг оси ОХ.
Скорость разворота и угол разворота при упреждаю-
щем развороте контролируются по информации с блока
измерения скоростей. Выключение упреждающего про-
граммного разворота осуществляется через время 2ТР и
ориентация осуществляется по алгоритму режима ориен-
тации на Землю.
При такой последовательности операций упреждающий
программный разворот формируется на участке орбиты,
симметричном относительно точки орбиты, в которой угол
СОЗ максимален (минимален). Если формировать упрежда-
ющий программный разворот при условии Т?> Тр то упреж-
дающий программный разворот будет формироваться на
участке орбиты несимметричном относительно точки орби-
ты, в которой угол Солнце СОЗ максимален (минимален).
Следовательно, увеличится погрешность прогнозирования
движения центра масс.
Выполнение симметричного упреждающего
разворота
Управление космическим аппаратом осуществляется
с помощью управляющих двигателей-маховиков, которые
имеют разброс по крутизне моментной характеристики. Мо-
мент сопротивления на валу УДМ также искажает момент-
ную характеристику УДМ. Момент инерции КА относительно
оси ОХ также имеет разброс.
* Мх
со =——
Исходя из этого, величина	jх не имеет постоян-
ного значения. Поэтому при проведении упреждающего раз-
ворота могут возникать существенные погрешности по углу
разворота КА.
Для минимизации погрешностей, обусловленных раз-
бросом характеристик УДМ и разбросом момента инерции
космического аппарата относительно оси ОХ, рассматрива-
ется логика формирования управляющих воздействий по
каналу ОХ, с дополнительным формированием управляющих
воздействий на двигатель-маховик по оси ОХ при рассогла-
совании по углу и скорости фактического и эталонного дви-
жения КА.
Логика формирования управляющего воздействия:
-	производится расчет угла разворота и угловой скорости
разворота с использованием эталонной модели, в которой
управляющий момент и момент инерции КА относительно
оси ОХ номинальные;
-	одновременно производится расчет фактического угла
и фактической угловой скорости по информации с БИС при
управлении с использованием номинального значения управ-
ляющего момента, подаваемого на двигатель-маховик;
-	находятся разности между фактическим и эталонным
значением угла и между фактическим и эталонным значени-
ем угловой скорости, и по этим разностям формируется по-
правка к управляющему моменту относительно оси ОХ;
-	осуществляется отслеживание эталонной угловой ско-
рости и эталонного угла разворота с использованием поправ-
ки к номинальному значению управляющего момента.
Так как движение космического аппарата происходит отно-
сительно центра масс, то при несовпадении фазового центра ан-
тенны с центром масс космического аппарата, во время упреж-
дающего разворота, происходит изменение координат фазового
центра антенны в солнечно-земной системе координат.
Потребитель проводит измерения положения фазового цен-
тра антенны, не учитывая положение центра масс космического
аппарата, что приводит к увеличению погрешности определения
координат потребителя. В связи с этим при проведении упреж-
дающего разворота в аппаратуре потребителя необходимо вы-
числять поправки на положение фазового центра антенны отно-
сительно центра масс. Расчет угла при упреждающем развороте
в аппаратуре потребителя производится по модели эталонного
симметричного упреждающего разворота относительно точки
максимального (минимального) угла СОЗ.
Модели эталонного симметричного упреждающего раз-
ворота КА на борту и в аппаратуре потребителя одинаковы,
поэтому угол упреждающего разворота, вычисленный в ап-
паратуре потребителя, равен углу разворота, вычисленному
на борту и отработанному системой ориентации.
308
Глава 10
Обмен по навигационному каналу с аппаратурой потреби-
теля в режиме текущего времени невозможен из-за низкой
пропускной способности навигационного канала. Поэтому
для расчета поправок положения центра масс КА в аппара-
туру потребителя должны заблаговременно засылаться ис-
ходные данные для проведения расчета упреждающего раз-
ворота. а именно:
-	время начала упреждающего разворота;
-	угол рыскания на момент начала упреждающего разво-
рота;
-	максимальная угловая скорость разворота КА;
-	угловая скорость КА на момент начала упреждающего
разворота;
-	угловое ускорение КА при проведении разворота;
-	время на участке разгона (торможения);
-	время разворота с максимальной угловой скоростью.
В связи с тем, что кинематические параметры упрежда-
ющего разворота зависят только от угла между плоскостью
орбиты и направлением на Солнце, то при одном и том же
угле между плоскостью орбиты и направлением на Солнце,
реализованном в различное время, параметры упреждаю-
щего разворота будут одинаковы, за исключением времени
начала и конца упреждающего разворота. Поэтому для за-
благовременного формирования параметров упреждающего
разворота осуществляется расчет таблиц зависимостей на-
чальных параметров упреждающего разворота от угла между
плоскостью орбиты и направлением на Солнце. Данные та-
блицы закладываются на борт КА, что позволяет, зная угол
а на время включения упреждающего разворота, практиче-
ски без затрат времени бортовой цифровой вычислительной
машины ресурсами ПО СОС заблаговременно сформировать
начальные параметры упреждающего разворота.
СУДКА «Гео-ИК-2»
Состав, аппаратура, режимы работы системы управления
движением
Назначение СУД
СУД предназначена для обеспечения и поддержания с задан-
ными отклонением и точностью непрерывной трехосной ориен-
тации изделия в орбитальной системе координат, заданной угло-
вой скорости относительно центра масс изделия в течение срока
службы изделия на орбите и для обеспечения живучести изделия
при возникновении аварийных ситуаций в полете.
Основные характеристики СОС
СОС обеспечивает в течение срока эксплуатации изделия
по целевому назначению на орбите следующие точностные и
временные характеристики:
-	в основном режиме работы погрешность ориентации
нормали к базовой плоскости изделия (оси -ОХ) относитель-
но местной гравитационной вертикали по каналу крена не бо-
лее 7', по каналу тангажа не более 6', относительно направле-
ния движения изделия (канал рыскания) не более 6';
-	в основном режиме работы стабилизацию корпуса изде-
лия по угловой скорости вращения относительно осей OX, 0Y,
0Z связанной с изделием системы координат с погрешностью
не более 2x1051/с (допускается кратковременное увеличение
погрешности стабилизации по скорости при переключении на
резервные комплекты);
-	время от начала режима успокоения (гашение началь-
ных угловых скоростей изделия) до момента ориентации
нормали к рабочей поверхности панели БС в направлении на
Солнце с погрешностью ±45 ° не более 60 мин (с учетом на-
личия теневых участков орбиты), в т. ч. время проведения РУ
не более 15 мин;
-	время от начала режима успокоения до перехода в штат-
ную трехосную ориентацию не более 10 ч.
Для обеспечения проведения коррекции орбиты в СОС
предусмотрен режим проведения коррекции, позволяю-
щий производить программный поворот изделия вокруг
оси 0Z ССК на угол °90 ° и дальнейшее поддержание за-
данной ориентации.
В случае возникновения аварийных ситуаций в полете
СОС обеспечивает живучесть изделия путем реализации ре-
жима автономной солнечной ориентации, при этом в течение
1 ч достигается ориентация нормали к рабочей поверхности
панели БС (оси 0Z ССК) в направлении на Солнце с погрешно-
стью не более 45 °. Гарантийный срок эксплуатации СОС - не
менее 8.5 лет.
Состав СОС
В состав СОС входят следующие приборы и устройства:
а) командно-измерительные блоки:
-	прибор звездный 329К (выполнен в виде моноблока),
2 шт.; предприятие-разработчик - НПП «Геофизика-Космос»;
Табл. 1
Массовые характеристики СОС
Наименование	Масса 1 штп кг	Кол-во, шт.	Масса общая, кг
ПЗВ 329К	3,15	2	6,3
пос зззк	2,1	2	4,2
дне 334К	0,81	1	0,81
МБИС КИНД34-040	4,3	1	4,3
БИГ КИНД34-027-01	14	1	14
Магнитометр 17М23	1,71	1	1,71
ЭМУ 14Ф31.1401-0	1,68	2	3,36
ЭМИ014М240	23,4	1	23,4
Итого			58,08
309
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
-	прибор ориентации на Солнце ЗЗЗК (выполнен в виде
моноблока), 2 шт.; предприятие-разработчик - НПП «Геофи-
зика-Космос»;
-	датчик направления на Солнце 334К (выполнен в виде
моноблока), 1 шт.; предприятие-разработчик - НПП «Геофи-
зика-Космос»;
-	блок инерциальных гироскопов (выполнен в виде моно-
блока), 1 шт.; предприятие-разработчик - НИИ ПМ;
-	малогабаритный блок измерения угловых скоростей
(выполнен в виде моноблока), 1 шт.; предприятие-разработ-
чик-НИИ ПМ;
-	магнитометр 17М23 (выполнен в виде блока преобра-
зователей 17М23БП и блока электроники 17М23БЭ), 1 шт.;
предприятие-разработчик - АО «ИСС»;
6) исполнительные органы:
-	электромеханический исполнительный орган «Агат-15»
(выполнен в виде пяти блоков), 1 комплект; предприятие-раз-
работчик - АО «НПЦ «Полюс»;
-	электромагнитное устройство (выполнен в виде монобло-
ка), 2 шт.; предприятие-разработчик - АО «ИСС».
В состав СОС входит бортовое программное обеспече-
ние СОС. ПО СОС физически реализуется в виде программ,
расположенных в отведенных для них областях памяти ап-
паратных средств для программной реализации алгоритмов
управления и контроля бортовых систем (вычислительный
модуль), входящих в состав БИВК.
Пассивная магнитно-гравитационная СУД КА
«Гонец»
Назначение СУД
СУД является составной частью изделия «Гонец» и пред-
назначена для гашения начальной угловой скорости КА после
его отделения от PH, автоматического установления одно-
значной заданной ориентации продольной оси КА по МГВ и
последующего поддержания заданной ориентации в течение
срока службы КА на орбите, а также для периодического обе-
спечения условий для проведения коррекции орбиты КА пу-
тем перевода КА в режим МО.
Состав СУД
СУД КА имеет в своем составе:
а) командно-измерительные блоки:
- магнитометр 17М23 -1 шт.;
Устройство и работа СОС
Общие сведения о принципе действия СОС
-------► -электрические и логические связи
- управляющие и возмущающие воздействия
....> - связи, отражающие влияние динамики КА на показания приборов СОС
Общая функциональная схема СОС
310
Глава 10
Схема размещения составных частей СОС
на изделии: 0XcYcZc - ССКизделия; 0XnYZn-ПСКприборов ПЗВ1, ПЗВ2, БИГ, МБИС и БП ММ; ОАВС -
ПСК оптических датчиков ПОС1, П0С2иДНС; Н1,.... Н4 - оси кинетических моментов УДМ1, УДМ2, УДМЗ и УДМ4 соответ-
ственно; М1,М2- направления магнитных моментов ЭМУ1 и ЭМУ2 при положительной
полярности; БС - панели батарей солнечных
- изделие 17М89 (датчик наличия Земли) -1 шт.;
6)	исполнительные органы:
-	магнитный успокоитель 14Ф132.0110-0 -1 шт.;
-	катушка токовая 17Ф13.0156-0 -1 шт.;
-	гравитационное устройство 14Ф132.0100-0 -1 шт.;
в)	логически-преобразующее устройство:
-	блок управления системой ориентации 17Ф13.2312-0 -1 шт.
Устройство и работа СУД
Режимы работы СУД
СУД КА имеет основные и резервные режимы работы.
Основные режимы предназначены для обеспечения по-
казателей и норм, приводимых в требованиях по назначению
СУД при штатной эксплуатации КА. Резервные режимы рабо-
ты обеспечивают выполнение требований по назначению СОС
в случае отказа или нерасчетной ситуации. В СУД КА пред-
усмотрены три основных и три резервных режима, а также по
одному комплексному основному и комплексному резервно-
му режиму работы.
СУД КА имеет следующие основные режимы работ:
-	режим успокоения КА после его отделения от PH, обе-
спечивающий уменьшение угловой скорости КА до двойной
орбитальной (2 w0);
-	режим приведения и поддержания заданной ориента-
ции продольной оси КА по вектору индукции МПЗ (по на-
правлению излучения антенны аппаратуры связи в сторону
вектора индукции МПЗ);
-	режим поддержания непрерывной однозначной задан-
ной ориентации продольной оси КА по местной гравитацион-
ной вертикали (по направлению излучение антенны аппарату-
ры связи в сторону Земли);
-	режим успокоения КА после полного вдвижения гра-
витационной штанги, обеспечивающий уменьшение угловой
скорости КА до двойной орбитальной (2 w0).
СУД КА имеет следующие резервные режимы работ:
-	режим успокоения КА после его отделения от PH, обе-
спечивающий уменьшение угловой скорости КА с выдвину-
той гравитационной штангой до величины орбитальной угло-
вой скорости (w0);
-	режим программного разворота гравитационно-ориенти-
рованного КА на 1800 относительно поперечной оси;
-	режим поддержания непрерывной однозначной ориен-
тации продольной оси КА по местной гравитационной верти-
кали (по направлению излучения антенны аппаратуры связи
от Земли).
Система коррекции орбиты спутника «Гонец»
с магнитно-гравитационной СУД
Здесь представлены материалы по системе обеспечения
коррекции изделия «Гонец» с магнитно-гравитационной пас-
сивной системой.
Назначение СОК
СОК предназначена для:
-	обеспечения условий для проведения цикла коррекции
орбиты КА - режим магнитной ориентации КА в экваториаль-
ных зонах с заданной точностью;
-	создания заданного импульса тяги в прямом или обрат-
ном направлении относительно вектора линейной скорости КА.
Состав СОК
СОК имеет в своем составе:
311
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
а)	исполнительные органы:
-	пневмосистема;
-	СУД (входит в состав СОК функционально);
6)	логически-преобразующие устройства:
-	блок управления (входит в состав СОК функционально,
далее БУ);
-	бортовой радиотехнический комплекс (входит в состав
СОК функционально, далее БРТК);
в)	электрические соединительные кабели ПС;
г)	элементы конструкции ПС.
Функционирование СОК
Общие сведения о функционировании СОК
Цикл коррекции представляет собой последовательность
следующих операций:
-	в режиме гравитационной ориентации проведение сеан-
са ИТНП средствами НКУ;
-	расчет параметров для проведения цикла коррекции
(величина импульса, длительность его действия и направле-
ние) средствами ПО НКУ;
-	закладка в БПО БРТК (СОК) расчетных параметров по
РК «Передача КПИ» с НКУ при автономном проведении цикла
коррекции;
-	проведение цикла коррекции орбиты КА автономно
средствами БПО СОК или по ВП;
-	в режиме ГО проведение сеанса ИТНП средствами НКУ.
В процессе функционирования СОК обеспечивает прове-
дение двух типов коррекции:
-	коррекция приведения - заключается в устранении по-
грешности выведения КА по периоду обращения и размеще-
нии его в требуемое положение по аргументу широты и со-
стоит из нескольких последовательных циклов коррекции на
этапе формирования орбитальной группировки;
-	коррекция удержания - заключается в поддержании КА
по аргументу широты относительно номинального значения
в заданных пределах в течение срока активного существова-
ния; в коррекции удержания достаточно проведения одного-
двух включений ПС в год.
Орбитальная группировка - система КА, приводимая в за-
данное положение на орбите по аргументу широты и удержи-
ваемая в этом положении.
Основным условием для проведения цикла коррекции
является максимальное совпадение вектора линейной ско-
рости (V) КА с вектором действия тяги, создаваемым ПС.
Вектор действия тяги совпадает с продольной осью КА (ОХ)
и проходит через центр масс. Максимальное совпадение
продольной оси КА и вектора линейной скорости обеспечи-
вается при нахождении КА в экваториальной зоне в режиме
устойчивой МО на определенных долготах.
При включении ПС в районе восходящего узла орбиты
осуществляется коррекция торможения КА, а при вклю-
чении ПС в районе нисходящего узла орбиты - коррекция
разгона.
х
Функционирование СОК:
с. п. - Северный географический полюс; ю. п. - Южный географический полюс; н. у. - нисходящий узел орбиты; в. у. - вос-
ходящий узел орбиты; ОХ - продольная ось КА; ОХоУ^о - орбитальная система координат; Н - вектор индукции МПЗ; I/ -
вектор линейной скорости КА, направлен по 0У& -угол между продольной осью КА (—ОХ)
и вектором индукции МПЗ (Н); 0 - угол между продольной осью КА (-0Х) и вектором индукции МПЗ (Н);
0О - угол между вектором индукции МПЗ (Н) и осью ОУо.
312
Глава 10
Цикл коррекции, проводимый и контролируемый средства-
ми БПО СОК, выполняется в следующей последовательности:
-	перевод КА из режима ГО в режим МО с контролем со-
стояния гравитационной штанги после ее вдвижения и вре-
мени успокоения КА до достижения заданной точности МО;
-	контроль работоспособности магнитометра и датчика
наличия Земли с помощью ТМ-параметров;
-	контроль точности МО (расчет угла р/'
-	обработка параметрической части РК «Передача КПИ»
(массива КПИ) и формирование массива исходных данных
для проведения цикла коррекции;
-	отработка количества включений и выключений ПС по
заданной в РК информации с контролем ТМ-параметров ПС;
-	перевод КА из режима МО в режим ГО с контролем со-
стояния ГШ после ее выдвижения, времени успокоения КА,
направления и точности ГО для проведения сеанса ИТНП;
-	формирование массива программной информации цик-
ла коррекции и выдача его по запросу НКУ.
Галерея КА на наклонной орбите
Наземные станции управления КА и
спутниковой связи
С 1990 г. в рамках выпуска гражданской продукции
в интересах народного хозяйства СССР предприятие стало
осваивать новое направление деятельности - наземные
станции спутниковой связи. Для разработчиков борто-
вых систем управления впервые пришлось проектировать
замкнутую систему управления приводами по максимуму
принимаемого со спутника сигнала. Система была раз-
работана на аналоговом принципе. При реализации экс-
тремального регулирования было необходимо обеспечить
высокую точность наведения антенны в условиях широко-
го спектра помех и переменного уровня принимаемого со
спутника сигнала.
Задача была успешно решена, в т. ч. за счет применения
в приводах низкоскоростных исполнительных двигателей
с электромагнитной редукцией скорости (впервые в Рос-
сийской Федерации), которые позволили без ограничения
ресурса непрерывно сканировать по двум осям диаграммы
направленности антенны. При допустимом уровне снижения
полезного сигнала от работы системы наведения 0,4 Дб была
получена точность, обеспечивающая снижение сигнала ме-
нее 0,2 Дб.
Созданы системы «Пихта» и «Енисей». Блоки управления
системы «Енисей» были разработаны с применением отече-
ственных 8-разрядных микропроцессоров и позволяли рабо-
тать в Ku-и С-диапазонах.
В 1994 г. в АО «ИСС» была разработана серия назем-
ных антенных систем спутниковой связи в диапазонах Ku- и
КА «Гео-ИК-2»
313
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
КА «Глонасс-К»
314
Глава 10
КА «Гонец»
Схема КА «Гонец»: 1 - магнитный успокоитель;
2 - токовая катушка; 3 - ферма гравитационного устройства;
4 - механизм выдвижения; 5 - плата;
6 - магнитометр; 7 - инфракрасный датчик Земли
С- с диаметром 3,7 и 4,5 м. Разработаны унифицирован-
ные блоки управления антенной. Унифицированные блоки
управления антенной с измененным программным обеспе-
чением использовались в антенных станциях с диаметром
рефлектора 7,2 и 9 м.
Следующее поколение блоков управления антенной, кото-
рые разрабатываются с 2004 г., - это приборы, состоящие из:
-	блоков частотного регулирования скоростью асинхрон-
ных двигателей различной мощности;
-	контроллера, предназначенного для согласования про-
токолов обмена между внешним управляющим компьюте-
ром, блоками частотного регулирования скорости и различ-
ными датчиками на опорно-поворотном устройстве, в т. ч.
датчиками наклона ОПУ и навигационным оборудованием
для мобильных станций спутниковой связи;
-	индикаторов и клавиатуры на передней панели.
Основной объем работ по созданию такой системы на-
ведения антенны связан с разработкой ПО контроллера и
внешнего управляющего компьютера, поскольку аппаратная
часть блоков управления антенной в основном состоит из
унифицированных узлов.
К моменту появления на предприятии задачи создания
управляемых наземных антенн космической связи был на-
коплен опыт орбитального управления с помощью высоко-
точных приводов узконаправленными параболическими ан-
теннами.
Первая станция спутниковой связи «Жарык» разраба-
тывалась в 1990 г. совместно с Красноярским СКБ «Искра».
К этому времени в точке 103 °в. д. на орбите находился
многофункциональный спутник связи и телевещания «Гори-
зонт». АО «ИСС» разработало опорно-поворотное устройство
и систему наведения антенны. Головной разработчик (СКБ
«Искра») отвечал за разработку антенны с диаметром 4,5 м
и приемо-передающей аппаратуры.
Учитывая довольно узкую диаграмму направленности
антенны Ku-диапазона, внушительную ее массу и массу
опорно-поворотного устройства, упругие деформации
конструкции под действием ветровых нагрузок, приме-
нить известный режим программного наведения по ин-
формации с высокоточных датчиков угла, установленных
по осям опорно-поворотного устройства, не представля-
лось возможным.
Решение было найдено в создании экстремальной
системы наведения по максимуму диаграммы направлен-
ности с использованием в контуре управления ТВ-сигнала
с КА и низкоскоростных синхронных электроприводов,
которые обеспечили движение антенны со стабильной
скоростью по азимутальной и угломестной оси, име-
ли практически неограниченный ресурс и реверсивное
вращение. Привычные коллекторные электродвигатели
постоянного тока уступали по надежности, а бесколлек-
торные - БДПТ - отличались дороговизной и сложной
управляющей электроникой.
Созданные в АО «ИСС» синхронные электродвигатели
с электромагнитной редукцией частоты вращения подключа-
лись к промышленной сети через понижающий трансформа-
тор и тиристоры, обеспечивающие пуск и реверсивное вра-
щение СДЭР.
315
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
Монтаж антенной системы «Жарык»
Позднее в АО «ИСС» был разработан целый ряд элек-
тродвигателей СДЭР для применения в различных наземных
антенных системах, т. к. его уникальные свойства, низкая
и стабильная частота вращения при относительно высоком
вращающем моменте, устойчивость и работоспособность
после воздействия внешних моментов, превышающих вра-
щающий момент, были востребованы при проектировании
в дальнейшем целого ряда НАС с экстремальным автома-
том в системе управления: «Пихта», «Енисей», НАС 380,
НАС 400.
К марту 1990 г. была выпущена рабочая документация и
уже летом первая антенна была изготовлена и установлена.
Вследствие использования Ku-диапазона и рефлектора ан-
тенны диаметром 4,5 м рабочая ширина диаграммы направ-
ленности была менее 1 °.
В 1991 г. разработана станция «Пихта» (НАС 350
С-диапазона), первый экземпляр которой был установлен
под Красноярском. Особенностью данной станции было
то, что сама станция была связной, и сигнал наведения
формировался на основе интегрирования всей полосы
ствола, в которой одновременно присутствовало множе-
ство независимых каналов связи. Все это создавало шу-
моподобную «бороду» в сигнале наведения и приводило
к «разбалтыванию» положения антенны. Пришлось суще-
ственно дорабатывать как блок формирования управля-
ющих сигналов на основе сигнала наведения, так и сам
блок управления.
Следующей разработкой в 1992 г. снова была связная
антенная система, но уже в Ku-диапазоне. Она создавалась
для организации региональной спутниковой связи с труд-
нодоступными районами Красноярского края, такими как
Норильск, Тура, Туруханск, Хатанга. На данной НАС была
сделана попытка выполнить БУ СНА в микропроцессорном
варианте, но прибор получился сложным, тяжелым, дорогим
и широкого применения не нашел.
В 1992 г. была разработана НАС 380 с диаметром реф-
лектора 6,0 м, для которой требовались, соответственно, и
более мощные электродвигатели приводов. Для этого были
модернизированы СДЭР.
НАС 6,0 м	НАС 4,5 м	НАС 9,3 м
316
Глава 10
В 1995 г. разработана НАС 400 с рефлектором антенны
диаметром 3,7 м. Для нее был разработан БУ СНА, обеспе-
чивающий управление от персонального компьютера. Под
параметры нагрузки НАС были разработаны синхронные
электродвигатели.
Новое развитие наземные антенные системы получили
с появлением двух больших заказчиков - это сеть спутниковой
связи ЦБ РФ на Дальнем Востоке АО «Востоктелеком» и сеть
спутниковой связи ОАО «Газком». Эта организация заказала,
а наше предприятие разработало в 1996 г. НАС с диаметром
рефлектора 7,2 м, а в 1997 г. - НАС с диаметром рефлектора
9,3 м.
Таким образом, в период с 1989 по 1997 г. ежегодно «вы-
давалось на-гора» по новой антенной системе «под ключ».
Примечательно, что на той же технологической основе, что
и управляемые наземные антенные системы, в 2000 г. АО
«ИСС» был реализован еще один проект создания башенных
электромеханических часов большого диаметра и высокой
точности.
В 2001 г. в день города Красноярска эти часы - сегод-
няшний символ города на Енисее - начали ход. В основу
приводов поворота стрелок и принципов управления часами
были заложены конструктивные и схемные решения, отра-
ботанные на приводах систем наведения наземных антенн.
Был использован двигатель с электромагнитной редукцией
скорости, что позволило обеспечить точность хода часов -
сотые доли секунды за сутки с возможностью коррекции
точности хода по стандарту времени, установленному на
спутниках «Глонасс».
Центры управления полетом космических
аппаратов
Для управления собственными спутниками в АО «ИСС»
созданы и развиваются собственные центры управления по-
летом КА. Сначала эти центры имели упрощенный состав и
характер: управление первыми группировками КА велось из
простейших залов, оснащенных голосовой связью с назем-
ной сетью КИПов, принадлежащих Минобороны и разбро-
санных по всей территории СССР. Собственно, и управление
основывалось на передаваемых голосом наборах команд, ко-
торые выдавались КИПами по мере прохождения спутников
в их зоне радиовидимости, а исполнение команд (результаты
функционирования КА) оценивались по сбрасываемой со
спутников на те же КИПы телеметрии.
С начала 1970-х гг., по мере усложнения КА, увеличению
числа одновременно используемых спутников на орбитах,
АО «ИСС» приступило к созданию для управления спутни-
ками Минобороны специализированных наземных ком-
плексов и АСУ, которые размещались в отдельных зданиях
(по каждой системе) в подмосковном Голицыно-2 (ныне
г. Краснознаменск) и в Москве (на Шаболовке-37) и осна-
щались типовыми средствами КИС, ТМИ, а также ЭВМ для
обработки, хранения, отображения информации о состоя-
нии группировок.
С 1994 г. введен в действие собственный наземный управ-
ляющий комплекс с требуемыми командно-измерительными
и связными станциями как на территории предприятия, так и
г. Железногорска. Первоначально этот Центр управления пред-
317
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
Зал самого первого центра управления КА в НПО ПМ
Главный ЦУП НХН в АО «ИСС». 1994 г.
назначался для работы с геостационарными гражданскими спут-
никами «Экспресс» и «Галс». Он оснащался ЭВМ РВ-2, антенны
КИС размещались на крыше крупнейшего в то время корпуса АО
«ИСС», хорошо видного из любой точки города и окрестностей.
Фактически сразу же ЦУП НХН стал работать и развивать-
ся в режиме удаленного оперативного центра управления все-
ми спутниками НПО ПМ (АО «ИСС»), включая и созданный для
Eutelsat спутник SESAT, но работал он с каждым из потенциально
доступных спутников именно «по мере необходимости», т. е. при
возникновении нештатных ситуаций, с которыми не справляются
сами спутниковые операторы. Поэтому фирменный Центр управ-
ления теперь имеет статус ИВК ГК - Информационно-вычисли-
тельный комплекс Генерального конструктора. Этот комплекс,
как и штатные ЦУПы по каждой КС, отслеживает поведение на
орбите всех ранее созданных нами и летающих КА, но вмеши-
вается в их работу строго выборочно, оказывая дистанционную
поддержку штатным Центрам управления, находящимся на
значительном удалении от Железногорска - в других регионах
и даже странах. Информацию ИВК ГК получает от всех необходи-
мых нам Командно-измерительных пунктов, входящих в структу-
ры Минобороны, ГК «Роскосмос» и других.
Заключение
В целом за 55-летнюю историю развития отечественных
спутниковых телекоммуникаций, навигации и геодезии в Сиби-
ри АО «ИСС» создано 5 поколений глобальных информацион-
ных космических систем, многократно перекрывающих Землю
множеством лучей в различных диапазонах волн со всех видов
орбит, при реализации которых существенное место занимали
работы по созданию бортовых и наземных систем управления,
приборов, агрегатов и программного обеспечения СУД КА.
Не умаляя ни на йоту достижений и успехов предприятий
ракетно- космической отрасли, в разное время занимавшихся
Структура НКУ КА
318
Глава 10
Наземный комплекс управления АО «ИСС» размещается на разных площадках г. Железногорска
и включает в себя ЦКИП «Красноярск-26» и целый ряд командно-измерительных станций (КИС «Клен», «Клен-Р», «Клен-Э»,
«Компарус-У2»), которые входят в общероссийский Наземный автоматизированный
комплекс управления КА научного и социально-экономического назначения ГК «Роскосмос».
и занимающихся сейчас созданием автономных космических
аппаратов, следует отметить, что за 60 лет существования
предприятия п/я 80 - ОКБ-10 - КБ ПМ - НПО ПМ - АО «Ин-
формационные спутниковые системы» имени академика
М.Ф.Решетнева» под руководством Генеральных конструк-
торов - генеральных директоров - Героя Социалистического
Труда, лауреата Ленинской и Государственной премий, про-
фессора, академика АН СССР и РАН М.Ф.Решетнева, лауре-
ата Государственных премий СССР и РФ, д.т.н., профессора
АТ.Козлова, лауреата Государственной премии РФ и премий
Правительства РФ, профессора, заслуженного деятеля нау-
ки РФ, чл.-корр. РАН Н.А.Тестоедова - коллективом ученых
и специалистов АО «ИСС» созданы и сданы «под ключ» раз-
личным заказчикам более 40 космических систем и аппара-
тов, а это более 1280 КА в интересах силовых ведомств и со-
циально-экономического сектора нашей страны.
На их базе функционируют системы, созданные АО
«ИСС» совместно с партнерами:
-	национальная спутниковая группировка, обеспечива-
ющая глобальную связь и телевещание на всей территории
Российской Федерации;
-	национальная навигационная система ГЛОНАСС, обе-
спечивающая глобальность и непрерывность навигационно-
временного обеспечения потребителей не только на террито-
рии России, но и за ее пределами;
-	многофункциональная космическая система ретрансля-
ции «Луч-М», обеспечивающая связь в реальном масштабе
времени наземных станций с низколетящими КА, которые
в данный момент находятся вне зоны радиовидимости с тер-
ритории Российской Федерации;
-	многофункциональная система персональной спутни-
ковой связи «Гонец-Д1М», обеспечивающая связь абонентов
в труднодоступных регионах Земли;
-	три многофункциональные космические системы, соз-
данные в интересах обеспечения национальной безопасности
государства.
На сегодня около 70 % конкурентоспособных АКА Рос-
сийской Федерации создаются и получают «путевку в жизнь»
в дважды орденоносном АО «ИСС» имени академика
М.Ф.Решетнева», возглавляемом членом-корреспондентом
РАН Н.А.Тестоедовым.
АО «ИСС» практически во всех своих проектах вынуждено
было собственными силами проектировать, изготавливать, ком-
плексировать, испытывать практически все основные средства и
приборы управления КА и их бортовых систем, а также отвечать
за создание и сдачу в эксплуатацию заказчику наземного ком-
плекса управления нашими КА в полете и сопровождение их экс-
плуатации в течение всего срока их активного существования.
Это было вызвано особым набором требований, которые предъ-
являлись к качеству и надежности создаваемых КА, КК, КС: это
должны были быть самые долгоживущие (до 15 лет и более) КА,
бессбойно работающие на всех типах орбит КА, составляющие
к тому же многоспутниковые группировки со сложными систем-
ными завязками между ними.
В настоящее время самые мощные спутники АО «ИСС»
- самые долгоживущие на орбитах - подчас превышают за-
данные сроки службы в 1,5-2 раза. Так, Сибирско-Европейский
спутник SESAT вместо заданных 10 лет проработал на орбите
около 18 лет, при этом в составе его бортовых систем исполь-
зовались собственные разработки, компоненты производства
СССР, в т. ч. собственные приборы и программное обеспече-
ние, приборы, изготовленные в Российской Федерации.
Фактически по всем типам создаваемых в течение более
чем 55 лет КА связи, телевещания, ретрансляции информации,
навигации, геодезии и спасания в СССР и по большинству таких
проектов в современной России именно АО «ИСС» выполняло
319
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
функции головного подрядчика по всему жизненному циклу
КА, КС, а также по бортовым и наземным системам управления
ими, играло роль первопроходчика в создании таких систем и
роль инноватора для всей космической отрасли страны.
Генеральный конструктор НПО ПМ академик АН СССР
и РАН М.Ф.Решетнев был и Генеральным конструктором по
создаваемым большим космическим системам, включая
такие сложнейшие, как ЕССС, ГЛОНАСС и др., персонально
отвечал за качество и сроки выполнения всех этих заказов,
выполняемых как в интересах обеспечения безопасности, так
и для народного хозяйства СССР и Российской Федерации.
С середины 1960-х гг. по настоящее время в АО «ИСС» на-
коплен уникальный опыт решения не только общесистемных
проектных задач, но и создания реальных продуктов как на
уровне конструкций, антенн, механических систем, систем тер-
морегулирования, электропитания, ориентации и коррекции
орбит, так и на уровне всех тех компонентов систем управле-
ния, благодаря которым КА существует на орбите как единый
живой организм, своего рода интеллектуальный информаци-
онно-коммуникационный робот, который многие годы рабо-
тает, передавая колоссальные объемы полезной информации,
без вмешательства наземных операторов.
История создания бортовых и наземных систем управления
сибирских КА, КС отмечена, в частности, крупными успехами
в производстве гироскопических приборов, приборов управ-
ления всеми бортовыми системами, создания уникальных
комплексов программных средств (бортового и наземного
ПО), включая имитаторы функционирования КА, системы их
диагностирования и поддержания в эксплуатации, управления
выходными характеристиками полезных нагрузок, включая
управления лучами и зонами обслуживания активных антенных
фазированных решеток. Этот опыт позволяет говорить о высо-
кой квалификации и потенциале той научной и производствен-
ной школы академика М.Ф.Решетнева, которая сложилась в АО
«ИСС» и на предприятиях корпорации АО «ИСС» им. академика
М.Ф.Решетнева».
Если в начале 1960-х гг. ОКБ-10 (АО «ИСС») было самой
удаленной от Центра и самой молодой фирмой, выходящей
на ниву ракетно-космической деятельности вслед за многими
более опытными фирмами и активно у них обучающейся, то
теперь по многим компетенциям в России и на Евразийском
пространстве АО «ИСС» стало признанным лидером, который
может и давно уже делится опытом с партнерами.
Квалификация АО «ИСС» в области создания систем и цен-
тров управления своими КА признана и уже была востребована
в ряде контрактов с зарубежными потребителями спутниковых
систем, т. е. АО «ИСС» в ряде коммерческих проектов уже не
только сдавало «под ключ» застрахованный и успешно управ-
ляемый КА на орбите, но и поставляло комплектные средства
(наземные комплексы) управления этими КА заинтересован-
ному спутниковому оператору, готово это делать и далее для
любого заинтересованного заказчика (вплоть до поставки про-
граммно-аппаратных средств, трансфера технологий и обуче-
ния персонала).
Таким образом, за более чем полувековую историю реа-
лизации спутниковых проектов в АО «ИСС» имени академи-
ка М.Ф.Решетнева сформировалась, успешно развивалась и
развивается ныне собственная проектная, конструкторская,
испытательная, производственная база и научно-инженерная
Сибирская школа создания КА, бортовых и наземных систем
управления КА связи, навигации и геодезии на всех типах ор-
бит - от низких до средневысоких, высоких эллиптических и
геостационарных, а также управления национальными много-
спутниковыми группировками, созданными на базе этих КА.
Многие критические важные элементы этих систем управле-
ния (бортовые гироскопические приборы, приборы управления,
программное обеспечение, исполнительные устройства, КПА,
стенды, имитаторы, поворотные наземные антенные системы,
аппаратно-программные средства наземных центров управле-
ния) создавались здесь же либо специалистами предприятия,
либо при их активном взаимодействии с учеными НИИ АН СССР,
РАН и Высшей школы, КБ и заводами Российской Федерации.
По итогам многолетней работы труд и достижения
ученых и специалистов - создателей высокоресурсных и
прецизионных устройств систем управления движением и
других систем КА с длительным сроком активного суще-
ствования - в 1998 г. отмечен премией Правительства РФ
в области науки и техники.
К настоящему времени этот опыт не только не утратил
своего значения, но получил естественное дополнение и раз-
витие на новом уровне современных технологий приборо-
строения, автоматизации обработки информации, сетевого
человеко-машинного взаимодействия и реализуется в бор-
товых комплексах управления всех создаваемых КА, в каж-
додневной работе фирменного центра управления полетом
КА (ИВК ГК), Железногорского ЦКИП-26, Регионального (Же-
лезногорского) центра обработки информации ДЗЗ, а также
Центра космической связи «Железногорск» - филиала ГП
«Космическая связь», созданного в 1990-е гг. при участии
специалистов АО «ИСС».
Высокое качество управления всеми процессами функцио-
нирования КА на всех этапах их жизненного цикла - такая же
отличительная особенность разработок АО «ИСС», как и са-
мый длительный срок активного существования КА на орбите
(15 лет), высокая экономичность создаваемых систем, высокая
квалификация персонала и ответственная гарантия качества вы-
полняемых работ. В центре всего, что сделано, что достигнуто
АО «Информационные спутниковые системы» им. академика
М.Ф.Решетнева» за 60 лет со дня создания, находятся уче-
ные, специалисты-проектанты, конструкторы, программисты,
испытатели, технологи, работники производственных цехов,
космодромов запуска и центров управления космическими ап-
паратами в космосе, руководители больших коллективов КБ и
производства нашего предприятия.
320
Глава 10
Г.М.Чернявский
А-ЕКозлов
НА.Тестоедов
ВАРаевский
ГЛ.Титов
Л А.Мирошниченко
ЕА Ашурков
А.Ф.Глазунов
В.Е.Косенко
Ю.М.Ермошкин
Е.М.Курбатов	О.Г.Чуканов
321
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
Ю.М.Князькин
В.И.Азаров
В А.Бартенев
Е.Н.Головенкин
В Л.Гольдин
О.В.Загар
Н.И.Игнашкин
НА.Ковале в

L
)
Е.Н.Корчагин
Е.И.Крутских
О.Н.Кудрин
А.ВЛеканов
А.Е.Митрофанов
М.М.Михнев
322
Глава 10
В.ФЛетрусевич
ГНПисарев
А.Н.Рахматуллин
В.И.Халиманович
П.И.Цыбка
В.В.Попов
В.П.Рузанов
В.Ф.Черемисин
Л.С.Пчеляков
А.В.Томчук
Н.И.Шмаева
В.Ф.Шевердов
323
ГЛАВА 11
Л.АМакридеика, А .Ларкин,
А,Т>.Hempршип, П.&.ипамренка
4.0.Короткой
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
Развитие систем управления
космических аппаратов. 1992-2019 гг.
В данной статье рассматриваются системы управле-
ния космических аппаратов АО «Корпорация «ВНИИЭМ».
созданных с 1992 г. и создаваемых в настоящее время.
Однако описываемый период имеет внушительную преды-
сторию.
Первый космический аппарат, созданный во ВНИИЭМ,
был запущен в 1963 г. Это был экспериментальный аппа-
рат «Омега», который предназначался для исследований и
отработки в реальных условиях длительного полета в кос-
мосе некоторых видов электротехнической аппаратуры и
материалов. С тех пор создание космической техники ста-
ло одним из основных направлений в деятельности пред-
приятия. ВНИИЭМ создал несколько поколений косми-
ческих аппаратов гидрометеорологического назначения
серии «Метеор», природно-ресурсного назначения серии
«Ресурс», первый в России геостационарный аппарат
«Электро», первый в России высокодетальный аппарат
«Канопус-В», уникальный научный аппарат «Ломоносов»
и многие другие. За годы существования ВНИИЭМ на ор-
биту было запущено около 90 КА собственной разработки.
В настоящее время АО «Корпорация «ВНИИЭМ» выпол-
няет работы, предусмотренные Федеральной космической
программой России и рядом других целевых программ и про-
ектов, в числе которых:
-	гидрометеорологический космический комплекс
«Метеор-ЗМ» с КА «Метеор-М» № 2-2, № 2-3 и № 2-4 для
оперативного получения информации в интересах прогноза
КА «Омега»
погоды, мониторинга изменений климата и состояния окру-
жающей среды;
-	гелиогеофизический КК «Ионозонд-2025» для мо-
ниторинга состояния ионосферы, магнитосферы Земли,
околоземного космического пространства, верхних слоев
атмосферы, а также солнечной активности в составе че-
тырех космических аппаратов «Ионосфера-М» и одного
«Зонд-М»;
-	российско-белорусская космическая система.
Также АО «Корпорация «ВНИИЭМ» выполняет работы
по авторскому сопровождению при эксплуатации ранее
запущенных КА разработки ВНИИЭМ: КА «Метеор-М» № 1
(запущен 17 сентября 2009 г.), КА «Метеор-М» № 2 (запу-
щен 8 июля 2014 г.), КА «Канопус-В» № 1 и Белорусского
КА (запущены 23 июля 2012 г.), КА «Ломоносов» (запущен
28 апреля 2016 г.), КА «Канопус-В-ИК» (запущен 14 июля
2017 г.), КА «Канопус-В» № 3 и № 4 (запущены 1 февраля
2018 г.), КА «Канопус-В» № 5 и № 6 (запущены 27 декабря
2018 г.).
324
Глава 11
Космический аппарат «Электро» (1994-1998 гг.)
Геостационарный оперативный метеорологический спут-
ник «Электро» - первый российский геостационарный спут-
ник гидрометеорологического обеспечения. Работал на орби-
те с ноября 1994 г. по сентябрь 1998 г.
КА «Электро» входил в состав гидрометеорологической
системы «Планета-С» и являлся частью всемирной сети
метеорологического наблюдения. Международное назва-
ние спутника - Elektro-1/GOMS-1 (Geostationary Operational
Meteorological Satellite).
В этой работе ВНИИЭМ предстояло создать уникальный
многоцелевой космический аппарат, на момент постановки
задачи не имевший аналогов в мировой и советской космиче-
ской технике. Большинство приборов, систем и конструкция
КА в целом должны были разрабатываться впервые. Главным
конструктором КА «Электро» был назначен Юрий Валерьевич
Трифонов.
КА «Электро» предназначался для оперативного полу-
чения из своей точки стояния изображения облачности и
подстилающей поверхности восточного полушария Земли
в оптическом и ближнем инфракрасном диапазонах спектра.
КА получал изображения снежных и ледяных полей, данные
о температуре и влажности воздуха, а также температуре
морской поверхности и облаков. Задачами КА «Электро» яв-
лялись:
-	непрерывный мониторинг динамики атмосферных про-
цессов;
-	обнаружение опасных явлений природы в квазиреаль-
ном времени;
-	определение скорости и направления ветра в земной
атмосфере;
-	получение информации о потоках частиц солнечного и
галактического происхождения, электромагнитного, ультра-
фиолетового и рентгеновского излучения Солнца, а также ва-
риаций вектора магнитного поля Земли;
-	сбор гидрометеорологических данных с российских и
иностранных наземных платформ сбора информации.
В состав информационной аппаратуры входили бортовой
телевизионный комплекс видимого и ИК-диапазонов спектра
и радиационно-магнитометрические системы.
В отличие от американских и европейских предшествен-
ников, российский КА должен был иметь прецизионную
трехосную ориентацию. Ранее запускавшиеся американские
метеорологические геостационары стабилизировались вра-
щением, что было существенно проще, но не давало необ-
ходимых условий для использования ряда важных приборов.
Первый американский геостационарный гидрометеорологи-
ческий КА GOES NEXT с трехосной ориентацией был запущен
в апреле 1994 г., всего на полгода раньше КА «Электро».
С целью выполнения поставленной задачи директор ВНИ-
ИЭМ академик РАН Николай Николаевич Шереметьевский на-
стоял на том, что управление практически всеми системами и
устройствами КА «Электро» должно осуществляться единым
бортовым управляющим вычислительным комплексом.
Бортовой комплекс управления
Для создателей КА выполнение поставленной задачи оз-
начало необходимость разработки работающего в автомати-
ческом режиме бортового комплекса управления, обеспечи-
вающего следующие функции:
Ю.В.Трифонов.
В 2002-2011 г. -
главный конструктор ряда
КА, КК. Д.т.н. Лауреат
премии
Правительства РФ
Н.Н.Шереметьевский.
Герой Социалистического Труда
С 1974 по 1991 г. -директор,
главный
конструктор ВНИИЭМ. Д.т.н..
профессор. Академик РАН.
Лауреат Ленинской
и Государственных премий.
Заслуженный деятель науки и
техники РФ
КА «Электро»
325
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
-	реализацию программ управления целевой бортовой
аппаратурой, включая сбор и передачу на наземные прием-
ные пункты гидрометеорологической и гелиогеофизической
информации;
-	диагностику и локализацию отказов и сбоев в систе-
мах КА;
-	выработку и реализацию мер по восстановлению рабо-
тоспособности служебных систем и информационных радио-
линий;
-	обеспечение живучести КА в целом.
Входившие в состав БКУ командно-измерительная си-
стема и бортовая аппаратура телеметрических измерений
разрабатывались сотрудниками РНИИ КП (в наст, время АО
«Российские космические системы»), но после поставки
были доработаны ВНИИЭМ на соответствие требованиям
автономности КА. Была разработана интегрированная во все
бортовые устройства единая система обеспечения автоном-
ности КА, для управляющих ЭВМ КА разработаны алгоритмы
и специальное программное обеспечение диагностики и под-
держания работоспособности приборов бортового целевого
комплекса (включая БА радиоканалов).
Задача обеспечения длительной автономности КА, т. е.
автоматического поддержания работоспособности систем и
КА в целом, потребовала разработки комплекса взаимоувя-
занных решений по следующим направлениям:
-	создание высоконадежного структурно-функциональ-
ного построения КА;
-	наличие в составе БКУ бортовых ЭВМ с необходимой
производительностью и специального программного обе-
спечения.
БКУ КА «Электро» обеспечивал управление бортовыми
системами в штатном и аварийных режимах, осуществлял
автоматическое поддержание работоспособности КА, реали-
зовывал программы управления целевой аппаратурой и пере-
дачей ее информации.
Задачи управления, связанные с принятием решений на
основе обработки и анализа информации, решались борто-
вой управляющей вычислительной системой, которая состо-
яла из двух подсистем (БУС-1 и БУС-2), связанных магистра-
лью межпроцессорного обмена. Управление осуществлялось
программно-аппаратным способом на основе комплекса
алгоритмов с помощью двухстороннего информационного
обмена со всеми системами КА и развитого программно-ма-
тематического обеспечения.
Подсистема БУС-1 являлась ведущей в этом тандеме, по-
скольку через нее осуществлялась информационная связь
с Землей, она первой запускалась после отделения КА от
средств выведения и реализовывала задачи начальной ини-
циализации КА. БУС-1 производила диагностику и восста-
новление работоспособного состояния БКУ и большинства
устройств при нештатных и аварийных ситуациях, кроме
связанных с управлением ориентацией и стабилизацией КА.
Также она могла реализовать аварийную программу обеспе-
чения длительной живучести КА в целом.
Задачей БУС-2 являлось текущее управление и кон-
троль процессов ориентации и стабилизации КА, включая
диагностику и управление по ее результатам реконфигу-
рацией и режимами работы устройств системы. При пол-
ном отказе обоих полукомплектов любого датчика систе-
ма должна была обеспечить трехосную ориентацию КА.
Предусматривался даже режим ориентации КА с повы-
шенной точностью, при котором в качестве дополнитель-
ной информации использовались обработанные в БУС-2
данные о положении инфракрасного горизонта Земли
в поле зрения целевого прибора - телевизионного скани-
рующего радиометра. Всего в системе ориентации пред-
усматривалось 16 различных режимов; переход от одного
к другому осуществлялся автоматически программным
обеспечением БУС-2. Специальный программный ком-
плекс обеспечивал диагностику состояния СОС и под-
держание ее работоспособности при отказах или сбоях.
Требуемая точность ориентации при жестком ограничении
угловых скоростей КА достигалась при помощи комплекса
конструктивных и аппаратных мер по минимизации уров-
ня внутренних возмущающих моментов, создаваемых при
работе бортовых систем.
Основной задачей БУС-2 в любом режиме ориентации КА,
требовавшей оперативных расчетов в арифметическом рас-
ширителе, было слежение за фактическим положением в си-
стеме осей КА ориентиров (Земля, Солнце, Полярная звезда),
сравнение их с требуемыми номинальными и вычисление
необходимых воздействий на исполнительные органы систе-
мы ориентации для минимизации отклонений при заданной
стабилизации угловых скоростей КА. Таким образом, БУС-2
выполнял управление СОС непрерывно.
В то же время, например, постоянного управления
энергоснабжением КА от БУС-1 не требовалось, поскольку
автомат питания СЭС был аппаратно построен с обеспе-
чением «глубоко эшелонированной» надежности, и вме-
шательство БУС-1 для сохранения живучести (ОЖО) КА
в целом могло понадобиться лишь при нескольких вполне
определенных отказах АП. При этом ряд функций СОС не
мог быть реализован без участия БУС-1, осуществляемого
путем обмена информацией через межпроцессорную ма-
гистраль.
Созданные для КА «Электро» бортовые управляющие вы-
числительные машины и их ПО были созданы по принципу
самовосстановления - способности автоматически восста-
навливать свои функции посредством коррекции результатов
вычислений, признаваемых неправильными, или реконфигу-
рации заданной структуры при ее нарушениях.
С учетом архитектурных особенностей бортовых ЭВМ,
примененных в КА «Электро», программистами ВНИИЭМ был
разработан комплекс программ по обеспечению их беспере-
бойной работы в течение длительного промежутка времени
(3-5 лет). В дальнейшем этот комплекс программ получил
наименование «программа обеспечения живучести».
Заданные ТТЗ на КА «Электро» параметры целевой аппа-
ратуры и, прежде всего, телевизионного сканирующего радио-
метра по геометрическому разрешению (видимый диапазон)
и радиометрической точности (инфракрасный диапазон) обе-
спечивались также и параметрами ориентации и конструкцией
космического аппарата.
Пуск КА «Электро» был выполнен 31 октября 1994 г., и
1 ноября КА был выведен на геостационарную орбиту в точку
90 ° в. д.
326
Глава 11
Этапы испытаний и эксплуатации КА «Электро» № 1
После отделения КА от средств выведения произошло га-
шение начальной угловой скорости, нормально раскрылись сол-
нечные батареи и все антенны КА. После успокоения КА принял
одноосную ориентацию на Солнце, однако ориентация на Землю
и режимы трехосной ориентации автоматически не были реали-
зованы по причине отказа обоих каналов датчика Земли - ин-
фракрасного построителя местной вертикали (ДВ). На первом
этапе летных испытаний удалось перевести КА в стабильный
энергетический и тепловой режимы, провести необходимую
коррекцию орбиты, установить и удерживать КА в штатной точке
стояния (76 ° в. д.). В ходе дальнейших действий была разрабо-
тана и реализована программа восстановления трехосной орби-
тальной ориентации КА путем задействования функционально-
го резерва - датчиков Полярной звезды и экспериментального
прибора точного солнечного координатора. Для этого потребо-
валось доработать, отладить на наземных стендах и ввести по
радиоканалу в бортовую управляющую систему КА (БУС-1) до-
полнительное программное обеспечение.
Нормальный режим трехосной ориентации был установ-
лен в КА «Электро» № 1 в феврале 1995 г. На втором этапе
летных испытаний (март-август 1995 г.) были проведены про-
верки состояния всех бортовых служебных систем и бортового
информационно-радиотехнического комплекса, а также дора-
ботанного в этот же период наземного комплекса приема и об-
работки целевой информации. В ходе второго этапа ЛКИ было
установлено:
-	бортовой комплекс управления в совокупности с вхо-
дившими в его состав датчиками положения осей КА (ДПЗ,
СК и МУС) и исполнительными органами (ДМ и ДР) обеспечи-
вал поддержание ориентации и стабилизации КА, а также его
положение в точке стояния с указанной точностью;
-	БКУ в совокупности с командно-измерительной систе-
мой, адаптивной телеметрией, системами энергоснабжения,
распределения и коммутации питания, терморегулирования,
единого времени и информационно-радиотехническим ком-
плексом, обеспечивал полномасштабное использование КА
по назначению с помощью передачи 18-24 раза в сутки целе-
вой гидрометеорологической и гелиогеофизической инфор-
Космические аппараты серии «Ресурс-01»
Космические аппараты серии «Ресурс-01» - это много-
функциональные космические аппараты, предназначенные,
в первую очередь, для изучения природных ресурсов, но на-
чиная с КА № 4, и для гидрометеорологического обеспечения,
регионального и территориального экологического монито-
ринга, оперативного обеспечения потребителей различных
отраслей народного хозяйства многозональной видеоинфор-
мацией. Главным конструктором космических систем данной
серии являлся Ю.В.Трифонов.
С 1983 г., наряду с гидрометеорологическими и приро-
доресурсными КА, начали функционировать разработанные
КБ «Южное» КА «Океан-01», предназначенные для определе-
ния ледовой обстановки и состояния поверхности Мирового
океана. В ходе эксплуатации этих аппаратов были выявлены
как положительные решения, так и недостатки, которые не-
обходимо было учесть при создании перспективных океано-
графических КА.
В 1993-1995 гг. ВНИИЭМ совместно с кооперацией по за-
казу Российского космического агентства (ныне Госкорпорация
«Роскосмос») выполнил научно-исследовательскую работу
«Комплексные исследования по определению принципов по-
строения космической системы и технического облика КА опе-
ративного наблюдения».
Результаты, полученные в рамках данной НИР, показали
необходимость и экономическую эффективность создания
до конца двадцатого столетия на базе существующего за-
дела космического гидрометеорологического комплекса,
способного давать оперативные данные не только о ледовой
обстановке и метеоусловиях в полярных районах Земли, но
и о состоянии морской поверхности. Была подтверждена це-
лесообразность решения с помощью одного космического
аппарата, получившего название «Ресурс-Арктика», указан-
ных выше задач, а также задач изучения природных ресурсов
Земли, экологического мониторинга и контроля чрезвычай-
ных ситуаций.
Проведенные проработки и практика создания КА показа-
ли, что разработать конструктивно-компоновочную схему КА
мации на наземные приемные пункты;
- БКУ производил непрерывную автоматиче-
скую диагностику и восстановление работоспо-
собности всех систем, включая центральные вы-
числительные средства, несмотря на имевшиеся
сбои и отказы; в случае необходимости целевое
использование КА в полном объеме происходило
в автономном режиме без вмешательства НКУ.
Бортовой комплекс управления, основан-
ный на широком использовании вычислитель-
ной техники в управлении КА «Электро», об-
ладающий возможностями по автоматической
диагностике и реконфигурации, обеспечил нор-
мальную работу КА «Электро» даже в условиях
аварийных ситуаций.
После завершения ЛКИ КА «Электро» был
передан в эксплуатацию Гидрометеоцентру (его
научному центру «Планета») и эксплуатировал-
ся около четырех лет.
КА «Ресурс-01» №4
327
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
Табл. 1
Основная информация о КА серии «Ресурс-01»
КА «Ресурс-01»	Дата запуска	Дата завершения работы по назначению	Состав научно-информационной аппаратуры
№1	03.10.1985.	11.10.1986	МСУ-Э, МСУ-СК, МСУ-С, РСА «Тра- верс»
№2	20.04.1988.	01.06.1994	МСУ-Э, МСУ-СК
№3	04.11.1994	6,5 лет	МСУ-Э, МСУ-СК
No 4	10.07.1998	3,5 года	МСУ-Э, МСУ-СК, СРРБ, ИСП-2, РМК-2, МР-900, МС «Нина»
№5	Не запущен	—	МСУ-Э, МСУ-СК, МСУ-С2, МСУ-МК, МС «Памела», БРЛК «Северянин», МТВЗА
в сравнительно короткие сроки возможно на базе конструк- аппаратура для проведения радиационно-метрических,
ций и схем, проверенных в реальных условиях и положитель-
но зарекомендовавших себя КА «Метеор-3» и «Ресурс-01».
С учетом острой необходимости создания отечественного
космического комплекса оперативного наблюдения морской
поверхности, метеорологических условий в Мировом океане,
ледовой обстановки в полярных районах Земли, наряду с по-
лучением информации для исследования природных ресур-
сов Земли и экологического мониторинга, работа по КК «Ре-
сурс-Арктика» была включена в Федеральную космическую
программу России.
Космический аппарат «Ресурс-01» № 5 - «Арктика»
Космический аппарат «Ресурс-01» № 5 - «Арктика», хоть
и не был запущен в связи с финансовым кризисом в стране,
представляет собой интерес с точки зрения инженерных ре-
шений, нашедших свое применение в последующих КА.
Космический аппарат по решаемым задачам и инфор-
мационным характеристикам превосходил предшествую-
щие аппараты этой серии. Кроме традиционного природо-
ресурсного комплекса, в его состав должна была входить
гелиогеофизических, а также метеорологических изме-
рений:
-	комплекс модернизированной российской сканирую-
щей аппаратуры, обеспечивающий федеральных и регио-
нальных потребителей природоресурсной и экологической
информацией;
-	комплекс бортовой аппаратуры метеорологического на-
значения наряду с российскими приборами содержал фран-
цузскую аппаратуру контроля радиационного баланса;
-	комплекс геофизической аппаратуры, содержащий,
кроме двух российских приборов, итальянский спектрометр
заряженных частиц.
Бортовой комплекс управления
БКУ предназначался для управления и контроля систем
КА. БКУ представлял собой совокупность аппаратно-про-
граммных средств и разрабатывался для управления инфор-
мационными системами, служебными (обеспечивающими)
системами, а также для контроля их состояния на всех этапах
испытаний и эксплуатации спутника.
Управление бортовой аппаратурой
Общий вид КА «Ресурс-01» № 5
КА осуществлялось по трем каналам
управления:
-	по каналу командной радиоли-
нии командно-измерительной систе-
мой «Компарус»;
-	по каналу командно-временного
управления с помощью команд борто-
вого программно-временного устрой-
ства, осуществлявшего управление БА
в любое заданное время;
-	бортовой управляющей си-
стемой выполнялось диагностиче-
ское управление бортовой аппарату-
рой.
Программно-временное устройство
предназначалось для автоматического
управления КА посредством форми-
рования и выдачи команд управления
328
Глава 11
в системы спутника. Запись программ управления в оператив-
ное запоминающее устройство ПВУ осуществлялась через ради-
оканал КИС «Компарус» и далее по 8-разрядному параллельно-
му интерфейсу с контролем записи информации.
ПВУ обеспечивало формирование выходных команд по
127 программам управления с возможностью параллельного
исполнения. Продолжительность исполнения каждой про-
граммы-до 27,5 мин при дискретности выдачи команд 6,55 с
и до 112 мин при дискретности 26,2 с. Количество выходных
команд управления ПВУ - до 220. ПВУ обеспечивало выпол-
нение заданной программы работы КА автономно в течение
четырех суток.
Бортовая управляющая система осуществляла:
-	диагностический контроль функционирования служеб-
ных систем КА;
-	управление восстановлением работоспособности БА
при отказах;
-	обеспечение программно-временного управления БА
(дублирование функций ПВУ);
-	формирование массивов цифровой информации о со-
стоянии КА для передачи их на НКУ по радиоканалу бортового
информационного комплекса.
Космические аппараты серии «Метеор»
Создание космических аппаратов серии «Метеор» для
гидрометеорологии является старейшим и наиболее извест-
ным направлением космической деятельности АО «Корпора-
ция «ВНИИЭМ». К настоящему моменту сменилось несколько
поколений спутников серии «Метеор». Все они внесли боль-
шой вклад в развитие отечественной гидрометеорологии.
Постепенно и неуклонно совершенствовались как служебная
космическая платформа, так и состав и параметры целевой
аппаратуры этих спутников. В советский период КА данной
серии соответствовали современным (для указанного пери-
ода) требованиям к метеорологическим космическим объек-
там, уступая только наиболее продвинутым спутникам США
по характеристикам целевых приборов.
Однако после распада СССР и наступившего вслед за ним
падения финансирования дальнейшее развитие отечествен-
ных метеорологических спутников резко затормозилось. Ин-
тенсивность запусков новых КА серии «Метеор» сократилась
почти до их полного прекращения.
Краткая история создания КА серии «Метеор»
Первый экспериментальный метеорологический спутник
«Космос-122» был создан во ВНИИЭМ и запущен на орбиту
25 июня 1966 г., а весна 1967 г. была встречена уже запуском
сразу двух спутников: «Космос-144» и «Космос-156». Таким
образом, в Советском Союзе была создана первая оператив-
ная космическая метеорологическая система, которая в даль-
нейшем восполнялась аналогичными спутниками, получив-
шими название «Метеор». Всего было создано 25 аппаратов
«Метеор» первого поколения.
Гарантийный срок службы КА «Метеор» первого поколе-
ния составлял шесть месяцев, хотя фактически эти КА эксплу-
атировались в среднем 1-1,5 года. К началу 1970-х гг., по мере
накопления опыта, перед ВНИИЭМ встала серьезная задача -
усовершенствовать космиче-
ский аппарат «Метеор-1».
Хотя при разработке КА
второго поколения «Мете-
ор-2» использовался опыт
«Метеор-1», это был прин-
ципиально новый космиче-
ский аппарат, ставший ро-
доначальником целого ряда
спутников не только для ги-
дрометеорологии, но и для
изучения природных ресур-
сов Земли, геофизических
исследований, экологиче-
ского мониторинга и других
целей. Научное и техническое
руководство созданием «Ме-
теор-2» и его модификаций
осуществлял основатель и
первый директор ВНИИЭМ,
главный конструктор Андро-
ник Гевондович Иосифьян.
Пуск КА «Метеор-2» № 1
состоялся в 1975 г., за-
пуск второго аппарата был
А.ГИосифьян.
Герой Социалистического
Труда. Основатель и
первый директор, главный
конструктор ВНИИЭМ с 1941
по 1974 г. Д.т.н., профес-
сор. Академик АН Арме-
нии. Лауреат Ленинской и
Государственной премий.
Заслуженный деятель науки
РФ и Армении
осуществлен в 1977 г. В 1981 г. Государственная метео-
космическая система «Метеор-2» в составе орбитальной
группировки из двух-трех аппаратов принята в штатную
эксплуатацию. ГМКС эксплуатировалась до 1995 г. За пе-
риод с 1975 по 1993 г. было выведено на орбиты 22 косми-
ческих аппарата «Метеор-2». Средний срок службы КА со-
ставил 2 года 10 месяцев при гарантированном полетном
ресурсе 1 год.
В начале 1980-х гг. ВНИИЭМ приступил к созданию ново-
го поколения космических аппаратов «Метеор-3». Директор
института Н.Н.Шереметьевский был назначен генеральным
конструктором, а директор Истринского филиала ВНИИЭМ
Владимир Иосифович Адасько (в 1991-1993 гг. - директор
НПП ВНИИЭМ) - главным конструктором «Метеор-3».
Главной задачей создания КА «Метеор-3» было продолже-
ние эксплуатации Государственной метеорологической космиче-
ской системы. К сожалению, первый запуск КА «Метеор-3» № 1,
произведенный 27 ноября 1984 г., закончился аварией на
КА «Метеор»
329
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
КА «Метеор-2»
КА «Метеор-3»
В.И.Адасько.
В 1971-1988 гг,—
директор Отделения
ВНИИЭМ, г. Истра. В 1991-
1993 гг. - генеральный
директор НПП ВНИИЭМ.
Д.т.н.профессор. Лауреат
Государственной премии
КА «Метеор-ЗМ» No 1
участке полета третьей ступени ракеты-носителя «Циклон-3»,
в результате чего КА был выведен на нерасчетную орбиту.
24 октября 1985 г. состоялся первый успешный запуск
КА «Метеор-3» № 2. Всего, с 27 ноября 1984 г. по 25 января
1994 г., было запущено семь аппаратов серии «Метеор-3».
Следующим аппаратом данной серии стал
«Метеор-ЗМ» № 1. Состоявшийся в ноябре 2001 г. запуск
являлся первым шагом восстановления российской полярно-
орбитальной метеорологической космической системы после
выхода из строя последнего КА ГМКС «Метеор-3».
Успешная эксплуатация по целевому назначению КА
«Метеор-ЗМ» № 1 продолжалась 4,5 года. КА прекратил свое
существования в апреле 2006 г. С этого момента прекратила
свое существование российская метеорологическая орби-
тальная группировка.
330
Глава 11
Космические аппараты серии «Метеор-М»
В самом начале 2000-х гг. под руководством генерально-
го директора ФГУП «НПП «ВНИИЭМ» (ныне АО «Корпорация
«ВНИИЭМ») Леонида Алексеевича Макриденко на предпри-
ятии ведутся работы по созданию перспективного космическо-
го комплекса гидрометеорологического и океанографического
обеспечения «Метеор-ЗМ». Космический комплекс «Метеор-
ЗМ» с космическими аппаратами «Метеор-М» создается
в рамках Федеральной космической программы России по за-
казу Госкорпорации «Роскосмос» для ряда целей:
-	оперативного получения глобальной гидрометеороло-
гической информации в целях прогноза погоды;
-	контроля озонового слоя и радиационной обстановки
в околоземном космическом пространстве;
-	мониторинга морской поверхности, включая ледовую
обстановку, с целью обеспечения судоходства в полярных
районах;
-	для мониторинга глобальных изменений климата нашей
планеты и др.
В дальнейшем на основе КК «Метеор-ЗМ» планируется
создание космической системы.
По состоянию на январь 2019 г. на орбите функцио-
нирует два космических аппарата данного комплекса: КА
«Метеор-М» № 1 (дата запуска - 17 сентября 2009 г.) и КА
«Метеор-М» № 2 (дата запуска - 8 июля 2014 г.). В 2017 г.
был осуществлен запуск «Метеор-М» № 2-1, но на этапе вы-
ведения КА утрачен из-за несовершенства алгоритмов про-
граммного обеспечения системы управления РБ «Фрегат».
В 2019 г. планируется запуск КА «Метеор-М» № 2-2, а в 2020-
2022 гг. - запуск КА «Метеор-М» № 2-3 и № 2-4.
Главным конструктором КК «Метеор-ЗМ» с КА
«Метеор-М» был назначен Юрий Валерьевич Трифонов. При
Ю.В.Трифонове был осуществлен запуск КА «Метеор-М» № 1.
После скоропостижной кончины Юрия Валерьевича главным
конструктором космического комплекса был назначен его
преемник и заместитель Александр Львович Чуркин.
КК «Метеор-ЗМ» с КА «Метеор-М» обеспечивает подраз-
деления Минприроды России, МЧС России, Минсельхоз Рос-
сии, Минтранс России, Минэкономразвития России, Росги-
дромет, Госкорпорацию «Роскосмос», РАН, другие ведомства,
а также органы исполнительной власти субъектов Российской
Федерации оперативной гидрометеорологической информа-
цией в целях:
-	анализа и прогноза погоды в региональном и глобаль-
ном масштабах;
-	анализа и прогноза состояния акватории морей и оке-
анов;
-	анализа и прогноза условий для полета авиации;
-	анализа и прогноза гелиогеофизической обстановки
в околоземном космическом пространстве, состояния ионос-
феры и магнитосферы Земли;
-	комплексного контроля озонового слоя в атмосфере
Земли;
-	мониторинга климата и его глобальных изменений;
-	контроля чрезвычайных ситуаций;
-	контроля динамики малых газов в атмосфере, влияю-
щих на «парниковый» эффект;
-	определения трехмерных полей температуры и влагосо-
держания атмосферы;
-	определения влагозапаса и верхней границы облачно-
сти;
-	экологического контроля окружающей среды и др.
Для решения целевых задач на борту космических аппа-
ратов устанавливается вновь разработанный комплекс борто-
вых информационных приборов.
Учитывая острую необходимость воссоздания гидроме-
теорологической орбитальной группировки, время на раз-
работку новой служебной платформы отсутствовало. Первые
четыре КА серии «Метеор-М» (№1, № 2, № 2-1 и № 2-2), в со-
ответствии с ТТЗ на ОКР, создавались на базе серийно из-
готавливаемой служебной платформы УКП-М, заимствован-
ной с КА «Ресурс-01» № 4 (1998 г.) и КА «Метеор-ЗМ» № 1
(2001 г.). За создание и внедрение в серию этой космической
платформы авторский коллектив был удостоен премии Пра-
вительства РФ за 2003 г.
Помимо гидрометеорологических КА, ТТЗ на ОКР
«Метеор-ЗМ» предусматривало разработку КА для океа-
нографического мониторинга «Метеор-М» № 3. Он должен
был создаваться на вновь разрабатываемой служебной
платформе без гермоотсека, в горизонтальной компоновке
и полномасштабным применением современной бортовой
вычислительной техники. В дальнейшем, к сожалению, эта
разработка по решению заказчиков была прекращена, и оке-
анографическая тематика была передана во вновь открывав-
шуюся ОКР «Океан». Однако служебная бортовая аппаратура,
разработанная специалистами АО «Корпорация «ВНИИЭМ» и
кооперации для КА «Метеор-М» № 3 в 2007-2017 гг., полу-
чила свое применение.
Для повышения эффективности и автономности рабо-
ты КА «Метеор-М» одновременно со штатной аппаратурой
«УКП-М» в состав практически каждого КА для получения лет-
Л.А.Макриденко.
С 2004 г. - генеральный
директор АО «Корпорация
«ВНИИЭМ». Д.т.н.
Лауреат премии
Правительства РФ
А.Л.Чуркин.
С2011 г.-главный
конструктор
КК «Метеор-ЗМ». К.т.н.
Лауреат премии
Правительства РФ
331
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
Табл. 2
Состав бортовой информационной аппаратуры и радиолиний передачи целевой информации
космических аппаратов КК «Метеор-ЗМ»
Аппаратура	КА «Метеор-М» №1	КА «Метеор-М» №2	КА «Метеор-М» №2-1	КА «Метеор-М» № 2-2	КА «Метеор-М» № 2-3	КА «Метеор-М» №2-4
Многозональное сканиру- ющее устройство малого разрешения	+	+	+	+	+	+
Комплекс многозональ- ной спутниковой съемки среднего разрешения	+	+	+	+	+	+
Модуль температурно- влажностного зондирова- ния атмосферы	+	+	+	+	+	+
Инфракрасный Фурье- спектрометр		+	+	+	+	+
Радиокомплекс поиска и спасания модернизиро- ванный			+	+	+	+
Бортовой радиокомплекс системы сбора и передачи данных	+	+	+	+	+	+
Гелиогеофизический аппаратурный комплекс	+	+		+	+	+
Бортовой радиолокацион- ный комплекс	+	+			+	+
Бортовая информаци- онная система (БИС-М) с радиолиниями ДМ- и СМ-диапазона	+	+	+	+	+	+
Бортовая информацион- ная система (БИС-MB) с радиолинией М-диапазона	+	+	+	+	+	+
ной квалификации в статусе экспериментальной включалась
вышеупомянутая новая служебная аппаратура, используемая
также в качестве функционального резерва. В большинстве
случаев впоследствии эти приборы и системы, доработанные
по замечаниям эксперимента, становились штатными. Таким
образом постепенно был подготовлен и отработан обновлен-
ный состав БКУ и другой служебной аппаратуры, и, начиная
с КА № 2-3, заказчики и разработчики отказались от дальней-
шего использования серийной УКП-М для КА «Метеор-М».
В процессе модернизации служебной платформы КА се-
рии «Метеор-М» поэтапно (от одного КА к другому) в части
БКУ выполняются следующие работы:
-	повышение быстродействия и объема памяти бортовых
вычислительных систем;
-	усовершенствование и унификация протоколов обмена
информацией и интерфейсов в целом;
-	усовершенствование сетевых структур управления ком-
плексами служебных приборов с поэтапным исключением
индивидуальных блоков управления отдельными системами;
-	повышение гибкости управления с расширением воз-
можностей корректировки управляющих алгоритмов непо-
средственно в процессе эксплуатации КА;
-	внедрение отказоустойчивых вычислительных систем
на базе нескольких цифровых вычислительных машин;
-	совершенствование программного обеспечения.
Космический аппарат «Метеор-М» Nl 1
БКУ КА «Метеор-М» № 1 решает следующие задачи:
-	прием с наземного комплекса управления 764 разовых
команд немедленного исполнения с квитированием по обрат-
ному каналу командно-измерительной системы, с подтверж-
дением достоверности их получения бортовыми абонентами;
332
Глава 11
-	прием с НКУ фраз командно-программной
информации, передачу фраз КПИ бортовым або-
нентам, передачу на НКУ квитанций об их приеме
(с учетом квитанции от абонента);
-	обеспечение бортовых систем КА синхрони-
зацией сеткой частот;
-	обеспечение фазирования, коррекции кода и
подстройки частоты бортового стандарта времени
и частоты;
-	проведение совместно с НКУ радиоконтроля
параметров орбиты;
-	сбор и передача на НКУ телеметрической ин-
формации о состоянии КА;
-	обеспечение возможности управления слу-
жебными и целевыми системами КА от информа-
ционно-вычислительных комплексов при назем-
ных испытаниях;
-	приведение КА в режим исходного рабочего
состояния после вывода на орбиту;
-	планирование и управление работой всех бортовых си-
стем в соответствии с программами и исходными данными,
формирование информации о функционировании бортовых
систем и передачу их на НКУ;
-	автономность функционирования КА в течение четырех
суток без участия НКУ;
-	прием, хранение временных программ и программно-
временное управление бортовыми информационными и ря-
дом служебных функций по командам ПВУ;
-	прием и дешифрацию разовых команд и программ
управления, передаваемых с наземных пунктов;
-	обеспечение логического взаимодействия радиокоманд
и команд ПВУ.
Решение этих задач БКУ осуществляет как в режиме ав-
тономного функционирования, так и в режиме информаци-
онного взаимодействия с НКУ.
Режим автономного функционирования. При работе
в данном режиме бортовой комплекс управления обеспечи-
вает получение и передачу научной информации в результате
формирования команд управления. Режим включает в себя
передачу данных об оперативной контрольной информации
о состоянии систем КА по каналам бортовой информацион-
но-телеметрической системы, бортовой аппаратуры команд-
но-измерительной системы и радиолиний передачи целевой
информации согласно программе полета.
Режим информационного взаимодействия с НКУ.
При функционировании в данном режиме управление КА
осуществляется посредством наземных средств КИС и БА
КИС, путем ввода исходных данных на следующий период
автономного функционирования, проведения радиоконтроля
орбиты и передачи телеметрической информации о состоя-
нии бортовых систем КА.
В состав БКУ КА «Метеор-М» № 1 входят:
-	бортовой коммутационный автомат;
-	программно-временное устройство;
-	БА командно-измерительной системы;
-	бортовой стандарт времени и частоты «Лавр»;
-	малогабаритная бортовая информационно-телеметри-
ческая система МБИТС-01.
КА «Метеор-М» № 1
Программное управление целевой аппаратурой и некото-
рыми служебными функциями вне зон видимости НКУ на КА
выполняет программно-временное устройство. Предусмотрен
также метод непосредственного управления бортовой аппара-
турой прямыми радиокомандами немедленного исполнения.
Радиокоманды от БА КИС поступают в БКА в виде цифрового
кода, дешифруются и преобразуются в выдаваемый по необ-
ходимому адресу импульс напряжения. На КА № 1 и № 2 экс-
периментально отрабатывался блок автономного управления,
не получивший, однако, дальнейшего применения.
Для отработки автоматической координатно-временной
привязки целевой информации в состав КА включены экс-
периментальные аппаратура спутниковой навигации и блок
определения координат звезд. Этот экспериментальный ком-
плекс стал прототипом аппаратуры, которая, начиная с КА № 2,
штатно обеспечивает наземный комплекс приема, обработки
и распространения целевой информации координатными и
угловыми данными, а бортовую систему ориентации КА - ин-
формацией для режима астрокоррекции ориентации. Но даже
в экспериментальном статусе на КА № 1 данные этого ком-
плекса были высоко оценены и востребованы потребителями
целевой информации и тематическими заказчиками КК.
Бортовой коммутационный аппарат осуществляет:
-	формирование четырех систем шин питания БА;
-	распределение первичного бортового электропитания
от двух систем электроснабжения между бортовыми потре-
бителями с обеспечением токовой защиты первичных источ-
ников;
-	формирование сигнала «Отделение» от разгонного бло-
ка и выполнение ряда специальных функций;
-	прием командной информации от БА КИС, ПВУ, БАУ, ее
формирование и распределение по бортовым системам;
-	обеспечение логических условий коммутации электро-
питания и формирование команд управления;
-	дублирующее отключение бортовых систем, имеющих
ограничение по продолжительности работы;
-	получение информации о состоянии систем при назем-
ных испытаниях КА путем формирования матрицы текущего
состояния «сухих» контактов;
333
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
-	контроль собственного состояния БКА путем формиро-
вания поля ТМ-параметров.
БКА состоит из следующих блоков:
-	центрального релейного блока, который обеспечива-
ет сильноточную (8А и более) коммутацию (групповые шины
электропитания - «системы шин» и наиболее энергоемкие по-
требители) электромеханическими средствами, осуществляет
технологическое взаимодействие с наземной контрольно-про-
верочной аппаратурой КА (ИВК-ЗИ и ИВК-СК) и выполняет не-
которые специальные функции;
-	центрального малого (электронного) блока (БКА-ЦМ),
обеспечивающего:
•	взаимодействие с БА КИС, ПВУ, блоком автономного
управления и технологическим наземным испытательно-вы-
числительным комплексом;
•	преобразование получаемой информации в командные
коды, применяемые для межблочного взаимодействия БКА;
•	управление периферийными малыми блоками и бло-
ками распределения питания системы терморегулирования
(БРП-1,2-СТР) специальными методами с использованием
командных кодов;
•	периферийных малых блоков (10 шт.), которые обеспе-
чивают коммутацию каналов электропитания с токовой защи-
той, а также формирование команд управления бортовыми
системами;
-	специализированных блоков БРП-1-СТР, БРП-2-СТР,
которые являются логическим и коммутационным центром
электромеханической части системы терморегулирования и
предназначены для управления нагревателями и вентилято-
рами СТР.
Бортовое программно-временное устройство предназна-
чено для автоматического программного управления борто-
вой целевой аппаратурой и рядом служебных функций КА.
Программное управление обеспечивается командами, выда-
ваемыми ПВУ в соответствии с заранее заложенными с НКУ
программами.
Каждая программа ПВУ представляет собой последова-
тельность разнесенных на заданные временные интервалы
команд, которые в требуемые моменты времени выдаются из
ПВУ в БКА в виде параллельного позиционного кода матрич-
ного типа. В БКА эта командная информация дешифруется и
управляет изменением состояния размещенных в БКА ком-
мутаторов или преобразуется в импульсы напряжения, кото-
рые выдаются по конкретному адресу в бортовую аппаратуру.
Структура программы ПВУ представляет собой упорядо-
ченную совокупность постоянных и переменных параметров,
которая определяет порядок и время выдачи команд, а также
данных, необходимых для управления БА как в орбитальном
полете, так и при наземных испытаниях КА. Множество зна-
чений постоянных параметров программы заносится в па-
мять постоянного запоминающего устройства ПВУ на этапе
изготовления.
Для подсчета суточного номера витка и виткового време-
ни (используемых для задания момента начала исполнения
программ) с учетом прецессии орбиты и изменяющейся дли-
тельности витка в ПВУ используется командная навигационная
управляющая система «Конус». В ПВУ используется трассово-
временной метод управления, при котором ЦУП использует кор-
ректируемую модель орбиты КА, преобразует прогнозируемое
положение КА в географических координатах и «привязку»
к объектам на подстилающей поверхности Земли в порядковый
номер суточного витка КА и витковое время от момента пере-
сечения экватора. Значения этих двух параметров используются
для задания момента начала отработки ПВУ той или иной про-
граммы. Коррекция модели орбиты и, соответственно, точность
баллистического прогноза обеспечиваются периодическим на-
земным радиоконтролем орбиты с использованием наземных
станций и БА КИС.
Аппаратно-программная реализация алгоритмов ПВУ
предусматривает:
-	расчет и автоматическую коррекцию навигационных
параметров в принятой модели навигационного обеспечения
управления;
-	автоматический запуск программ управления БА в про-
гнозируемые ЦУП моменты времени нахождения КА над за-
данными координатами подспутниковой точки;
-	реализацию более 530 режимов программного управ-
ления БА информационного и служебного назначения на
основе 63 записанных в ПЗУ на Земле базовых программ
управления.
Переменные параметры каждой из 63 базовых программ
определяются очередными закладками в ОЗУ ПВУ (при
управлении КА в орбитальном полете и при наземных испы-
таниях КА).
Командно-измерительная система обеспечивает назем-
ное управление космическим аппаратом. Бортовая аппарату-
ра КИС предназначена:
-	для приема и передачи по прямому радиоканалу (Земля
- КА) с НС КИС бортовым абонентам разовых команд прямого
управления и командно-программной информации;
-	для передачи по обратному радиоканалу (КА - Земля)
на НС КИС квитанций о приеме РК и КПИ, а также контроль-
ной служебной информации обратного канала от бортовых
абонентов;
-	для выполнения совместно с НС КИС радиоконтроля
орбиты КА.
БА КИС обеспечивает работу в дежурном (приемники) и
сеансовом (приемники и передатчики) режимах и переходит
в сеансный режим по командам от НКУ и ПВУ.
Ботовая аппаратура командно-измерительной системы
обеспечивает выполнение следующих функций:
-	прием от НС КИС и выдачу в БКА КА 750 разовых команд
(с темпом приема до одной команды за 2 с) и передачу на
НС КИС квитанций об их приеме;
-	прием с НС КИС и выдачу в системы КА по МКО
(ГОСТ Р 52070-2003) командно-программной информа-
ции (фразами длиной по 512 бит каждая с темпом приема
до одной фразы за 2 с) и передачу на НС КИС квитанций
о приеме;
-	прием цифровой информации от бортовых абонентов
БА КИС и передачу ее на НКУ (режим ИОК) в структуре теле-
метрического кадра со скоростью 1, 8 или 32 Кбод (практи-
чески в наземной передаче в структуре НКУ от приемных пун-
ктов в ЦУП для КА № 1 был доступен только режим ИОК со
скоростью 1 Кбод; скорости передачи 8 и 32 Кбод в НКУ были
задействованы начиная с КА № 2);
334
Глава 11
-	прием и передачу сигналов измерения текущих навига-
ционных параметров для определения наклонной дальности и
радиальной скорости КА с точностью по дальности - не более
10 м, по скорости - не более 10 см/с.
Бортовой стандарт времени и частоты основан на квар-
цевом генераторе и обеспечивает стабильность выходной
частоты не хуже 108. Формируемый БСВЧ 17-разрядный код
времени (часы, минуты, секунды) передается бортовым си-
стемам в последовательном коде. Для привязки к бортовому
времени контрольной телеметрической информации в бор-
товую аппаратуру телеизмерений МБИТС-01 БСВЧ передает
время параллельным 17-разрядным кодом.
Помимо кода времени, БСВЧ имеет на выходе стабилизи-
рованные опорные частоты:
-	синусоидальные - частотой 5 МГц;
- сетку прямоугольных импульсов синхрочастот -1 МГц,
20 кГц, 1 кГц, 500 Гц, 100 Гц, 50 Гц, 10 Гц, 2 Гц, 1 Гц, 0,1 Гц,
1/60 Гц.
Экспериментальный блок автономного управления пред-
назначен для программного управления бортовой аппарату-
рой (информационной и служебной) космического аппарата
«Метеор-М» № 1 посредством выдачи в БКА в заданное вре-
мя одиночных разовых команд управления БА, аналогичных
командам, выдаваемым ПВУ, или выдачи в БКА в заданную
дату и время команд одной из двадцати записанных в ПЗУ
БАУ программ управления БА. Программы управления, за-
писанные в ПЗУ БАУ, - это фиксированные наборы команд,
выдаваемых в заданной последовательности с заданными
временными интервалами между командами.
Микропроцессорное устройство БАУ функционально
представляет собой модернизированный вариант программ-
но-временного устройства из состава универсальной плат-
формы «Ресурс-УКП-М», реализованного на современных
принципах и элементной базе.
Основные технические характеристики
БАУ «Метеор-М» № 1
Емкость ОЗУ - не менее 32 кбайт.
Емкость ПЗУ - не менее 32 кбайт.
Счет суток и суточного (текущего) времени:
-	сутки-от 1 до 15;
-	часы - от 0 до 23;
-	минуты - от 0 до 59;
-	секунды - от 0 до 59.
Мощность потребления - не более 7 Вт.
БАУ позволяет программировать работу БА на период
до 15 суток. На КА «Метеор-М» № 1 БАУ проходил экспе-
риментальную отработку, поэтому основной режим работы
БАУ - телеметрический, без выдачи команд в БКА. При этом
существует возможность задействовать БАУ для управления
вместо ПВУ.
Основные преимущества БАУ в сравнении с ПВУ:
-	габариты БАУ примерно в 2,5 раза меньше габаритов ПВУ;
-	интервал выдачи команд в рамках каждой программы
из БАУ составляет 4 с, а из ПВУ - 6 с, БАУ может сократить
интервал выдачи до ~0,6 с, если после выполнения програм-
мы нужно выполнить разовую команду;
-	для закладки времени в БАУ достаточно одной команды,
а для закладки времени в ПВУ требуется три команды - по
одной для суток, часов и минут;
-	для упрощения работы в БАУ была реализована авто-
матическая очистка ячеек памяти после выполнения разовых
команд или программ.
Основные технические характеристики БКУ КА
«Метеор-М» N° 1
Номенклатура разовых команд - 750.
Минимальный интервал выдачи разовых команд с НКУ -
2 с.
Длина посылки КПП (транспортная скорость -1 КГц, темп
выдачи -1 посылка за 2 с) - 512 бит.
Скорость передачи ИОК -1000,8000,32000 бод.
ИТНП с предельной погрешностью:
-	по дальности - не более 10 м;
-	по скорости - не более 10 см/с.
Количество телеметрируемых параметров:
-	аналоговых (с оцифровкой 8 бит) - 256;
-	дискретных (бинарных) -1152;
-	температурных (терморезисторы и термопары) - 252.
Частота опроса датчиков (в зависимости от режима):
-	аналоговых и дискретных - от 0,19 до 100 Гц;
-температурных - от 0,0030 до 0,76 Гц.
Объем памяти ЗУ МБИТС -16 Мбайт.
Количество программ управления БА КА (при автоном-
ном функционировании) - 63.
Дискретность оцифровки бортовой шкалы времени -1 с.
Объем памяти ППЗУ ПВУ - 320 Кбайт.
Объем памяти ОЗУ ПВУ - 8 Кбайт.
Космический аппарат «Метеор-М» № 2
Бортовой комплекс управления с информационным и
программным обеспечением. КА «Метеор-М» № 2 выполня-
ет функции управления программно-командного управления
бортовой целевой аппаратурой КА, навигационно-баллисти-
ческого обеспечения и контроля функционирования КА, авто-
номно или совместно с НКУ.
Процесс бортового управления основан, по-прежнему, на
реализации набора программ, предварительно (при наземной
подготовке КА) записанных в ПЗУ программно-временного
устройства. Программы определяют последовательность и
временные интервалы включения и отключения аппаратуры
целевого назначения КА, режимы ее работы, организуют се-
ансы связи с КА, включение/выключение непосредственной
передачи, записи и воспроизведения ТМИ, выполняемых
МБИТС-01, дублирующее отключение передающего устрой-
ства (ПРД) МБИТС-01. Расширение возможностей по сравне-
нию с КА № 1 - индивидуальная выдача любой из 240 про-
граммных команд в запланированное оператором время.
Синхронизирующая и временная (для «привязки» целевых
и контрольных данных) информация передается БА из борто-
вого синхронизирующего координатно-временного устройства
(БСКВУ-М). Коррекция бортовой шкалы времени осуществля-
ется автоматически по сигналам ЕКНС ГЛОНАСС/GPS.
Опорные синхрочастоты БСКВУ-М различных номиналов
используются для подсчета виткового времени в ПВУ, син-
335
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
КА «Метеор-М» № 2
хронизации обмена информационных датчиков с радиопере-
дающей аппаратурой, а также для внутренней синхронизации
некоторых приборов БИК.
Контроль функционирования БКУ и КА в целом осущест-
вляется с помощью бортовой аппаратуры телеизмерений
МБИТС-01, которая через разветвленную систему коммута-
торов выполняет опрос цифровых, бинарных, аналоговых
и температурных контрольных параметров БА, формирует
кадры телеметрической информации и через собственную
радиолинию передает их на наземные пункты (с возможной
предварительной записью в бортовом ЗУ).
В состав БКУ КА «Метеор-М» № 2 входит:
-	бортовой коммутационный аппарат;
-	бортовое синхронизирующее координатно-временное
устройство (БСКВУ-М) и два блока определения координат
звезд;
-	бортовое программно-временное устройство;
-	бортовая аппаратура командно-измерительной системы;
-	малогабаритная бортовая информационно-телеметри-
ческая система (МБИТС-01).
БКА и БА КИС космического аппарата «Метеор-М» № 2
практически полностью соответствуют аналогичным систе-
мам КА «Метеор-М» № 1.
Как и на первом аппарате, на КА № 2 установлен ряд экспе-
риментальных систем:
-	блок автономного управления;
-	бортовая вычислительная машина БВМ-01;
-	датчик звездный разработки АО «Пеленг» (Республика
Беларусь) дополнительно к теперь уже штатным двум БОКЗ
разработки ИКИ РАН;
-	бортовой измеритель угловых скоростей.
Несмотря на то, что не все из этих приборов непосред-
ственно предназначены для выполнения функций БКУ, их
наличие в составе позволяет значительно расширить функ-
циональные возможности КА, причем часть из этих функций
реализована уже в составе КА «Метеор-М» № 2.
Бортовое синхронизирующее координатно-временное
устройство (БСКВУ-М) установлено в составе БКУ на КА
«Метеор-М № 2» взамен морально устаревшего и снятого
с производства бортового стандарта времени
и частоты «Лавр».
БСКВУ предназначено для формирования
бортовой шкалы времени и сетки синхросиг-
налов, синхронизированной со шкалой време-
ни UTC и хранения ее с заданной точностью,
определения параметров орбитального движе-
ния центра масс КА, а также управления прибо-
рами блока определения координат звезд. По
данным от приборов БОКЗ в БСКВУ вычисляет-
ся угловое положение строительной системы
координат КА в ИСК (J2000) и последующий
пересчет отклонений от орбитальной системы
координат для режима астрокоррекции ориен-
тации КА.
Средняя относительная случайная вариа-
ция частоты стабилизированного автономного
генератора БСКВУ через время прогрева не ме-
нее 6 ч составляет порядка 10-11.
БСКВУ обеспечивает выдачу следующих сигналов:
- высокостабильных синусоидальных сигналов часто-
той 5 МГц;
-	импульсных сигналов прямоугольной формы с часто-
той 1 МГц, 5 МГц, 20 кГц, 1 кГц, 2 кГц, 500 Гц, 100 Гц, 50 Гц,
10 Гц, 2 Гц, 1 Гц, 0/10 Гц, 1/60 Гц, «Сутки».
Оцифровка секундой метки выдается потребителям
в виде последовательного 17-разрядного кода времени.
Для временной привязки информации МБИТС используется
секундная метка в виде параллельного 17-разрядного кода
времени. БСКВУ обеспечивает по запросам выдачу в борто-
вой контроллер системы ориентации КА оцифровку бортовой
шкалы времени. Информационный обмен между БСКВУ и
контроллером СО осуществляется посредством дублирован-
ного мультиплексного канала обмена.
Бортовая шкала времени в БСКВУ поддерживается с точ-
ностью не хуже 1 мкс относительно ШВ UTC СРНС ГЛОНАСС.
В случае отсутствия связи с НС точность шкалы автономно
сохраняется на протяжении 48 ч.
Программно-временное устройство КА «Метеор-М № 2»
аналогично ПВУ первого аппарата, но имеет улучшенные ха-
рактеристики аппаратно-программной реализации алгорит-
мов:
-	осуществляет более 4700 режимов отработки программ
управления (530 режимов на КА № 1);
-	отработка до 30 программ на одном витке (до 8 про-
грамм на КА № 1);
-	автоматическая выдача команд КЗС для обеспечения
дублирующего отключения ПРД МБИТС и дублирующего
включения режима чтения оперативного запоминающего
устройства ОЗУ ПВУ (на КА № 1 нет такой функции);
-	программы для исполнения могут быть заданы ПВУ на
восемь суток (четверо суток на КА № 1) при отсутствии кор-
ректировок отработка повторяется в восьмисуточном цикле
(четырехсуточном цикле на КА № 1).
Блок автономного управления продолжает экспери-
ментальную отработку на КА «Метеор-М» № 2. В БАУ КА
«Метеор-М» № 2 основной доработкой было применение
контрольных сумм для верификации записанной в БАУ ин-
336
Глава 11
формации. В «Метеор-М» № 1 для выполнения этой проце-
дуры требовалось 15 сеансов связи. Также для парирования
сбоев в ВАУ, установленном на КА «Метеор-М» № 2, была
реализована автоматическая проверка между основным и ре-
зервным ОЗУ. ЗУ БАУ реализовано матричной системой, что
позволяет обращаться к любой ячейке памяти.
Тем не менее, уже в процессе летно-конструкторских ис-
пытаний КА № 2 стало очевидно, что перспективным путем
развития БКУ КА «Метеор-М» является применение в каче-
стве центрального управляющего органа полноценной борто-
вой вычислительной машины по принципу, который разраба-
тывался для КА «Метеор-М» № 3.
В составе «УКП-М» на КА «Метеор-М» № 1 применя-
лась система ориентации и стабилизации КА (система 520)
разработки АО «НИИЭМ» (г. Истра) - бывшего Истринского
филиала ВНИИЭМ, впоследствии вновь вошедшего в со-
став АО «Корпорация «ВНИИЭМ». Система базировалась на
аппаратном блоке управления, и, по существу, являлась ана-
логовой. Учитывая, что многие составляющие данной систе-
мы снимались с производства, уже на КА «Метеор-М» № 1,
одновременно со штатной системой 520, была установлена
экспериментальная система ориентации КА (система 120)
разработки основного московского подразделения АО «Кор-
порация «ВНИИЭМ». Это была уже цифровая система, в ко-
торой в качестве контроллера и устройства связи с датчиками
и исполнительными органами использовались боровые при-
боры разработки НИИ «Аргон», прототипами которых явля-
лись устройства КА «Ямал» первой и второй серии. Бортовое
программное обеспечение (и системное, и специальное) раз-
рабатывалось специалистами АО «Корпорация «ВНИИЭМ».
На КА «Метеор-М» № 2 система 120 была применена
уже в качестве основной системы ориентации КА и отлично
зарекомендовала себя, особенно в части возможностей кор-
ректировки в летных условиях специального программного
обеспечения (как в части настроечных коэффициентов, так
и в части алгоритмов функционирования). К сожалению,
НИИ «Аргон» прекратил поддержку и производство приме-
ненных в СО-120 КА «Метеор-М» № 1 (экспериментально)
и КА № 2 (штатно) контроллеров и устройств связи. К тому
же, вычислительных возможностей устройств НИИ «Аргон»
для реализации используемых в СО КА «Метеор-М» режимов
становилось недостаточно. В 2011-2012 гг. (как
и в 1980-е гг. для КА «Электро» № 1) АО «Корпо-
рация «ВНИИЭМ» приступило к созданию борто-
вой управляющей ЭВМ собственной разработки.
БВМ была разработана на основе применения
импортной ЭКБ категории качества «space». Она
предназначалась для использования в качестве
контроллера системы ориентации КА (начиная
с КА № 2-1) и для замены центрального элемента
БКУ КА - ПВУ (начиная с КА № 3). Параллельно
с БВМ разрабатывалось (также на ЭКБ ИП кате-
гории «space») устройство сопряжения с датчи-
ками и исполнительными органами, не имеющи-
ми подключения к МКО.
Бортовая вычислительная машина БВМ-
01 экспериментально отрабатывалась на КА
«Метеор-М» № 2.
Экспериментальная БВМ-01 на КА «Метеор-М» № 2 пред-
назначена для:
-	программного управления посредством мультиплекс-
ного канала обмена экспериментальным датчиком звездным
разработки АО «Пеленг»;
-	мониторинга канала МКО штатной системы ориентации;
-	приема команд управления, КПИ поступающих от КИС,
выдачи ИОК по мультиплексному каналу обмена.
Датчик звездный является новой разработкой АО «Пе-
ленг» (г. Минск) и предназначен для натурной отработки в со-
ставе КА «Метеор-М» № 2 в рамках российско-белорусского
сотрудничества. Бортовой измеритель угловых скоростей
предназначен для замены в системе ориентации КА снятых
с производства гироскопических ДУС на волоконно-оптиче-
ские на последующих КА.
Космические аппараты «Метеор-М» № 2-1 и
«Метеор-М» № 2-2
КА «Метеор-М» № 2-1, запущенный с космодрома
Восточный 28 ноября 2017 г., к сожалению, не выведен
на орбиту из-за аварии разгонного блока «Фрегат». КА
«Метеор-М» № 2-2 планируется к запуску летом 2019 г.
В состав БКУ по-прежнему входит следующая аппара-
тура:
-	бортовой коммутационный аппарат;
-	бортовое синхронизирующее координатно-временное
устройство (БСКВУ-М);
-	программно-временное устройство;
-	бортовая аппаратура командно-измерительной системы;
-	малогабаритная бортовая информационно-телеметриче-
ская система (МБИТС-01).
БКА, БСКВУ-М и ПВУ космических аппаратов № 2-1 и
№ 2-2 практически полностью соответствуют аналогичным
системам КА «Метеор-М» № 2.
Бортовая аппаратура КИС выполняет следующие функ-
ции:
-	обеспечивает связь космического аппарата с НС КИС
в ориентированном и неориентированном режимах полета
КА при работе с АФУ, обеспечивающим постоянную связь
в углах ±70 ° по каждой антенне при скорости вращения КА
не более 5 град./с;
КА «Метеор-М» №2-1. Космодром Восточный
337
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
-	обеспечивает прием радиокоманд от НС КИС, которые
преобразуются в 32 разовые команды и выдаются в систе-
мы КА импульсом отрицательной полярности с амплитудой
28,5 В длительностью 400 (±15) мс. Максимальный ток на-
грузки в цепи команды - не более 1 А;
-	осуществляет выдачу на НС КИС квитанций о приеме и
исполнении РК;
-	осуществляет прием от НС КИС массивов КПИ и выдачу
их по мультиплексному каналу информационного обмена;
-	обеспечивает трансляцию на НКУ квитанций о приеме
КПИ от абонентов МКО;
-	осуществляет включение и отключение сеансного ре-
жима, а также переключение режимов работы БА КИС по
воздействиям, получаемым с НКУ по радиолинии или от
БКА-ЦР по отдельным линиям импульсными командами от-
рицательной полярности с амплитудой 28,5 В, длительно-
стью 400 (±15) мс; максимальный ток нагрузки в цепи коман-
ды - не более 1 А;
-	обеспечивает прием цифровых массивов информации
от БВМ КА и БВМ СО и передачу их в кадровой структуре
БИТС2Т (структуру кадра формирует БА КИС) на НС КИС со
скоростями (выбор осуществляется по команде от НКУ) 1000,
8000 и 32000 бит/с;
-	обеспечивает измерения текущих навигационных пара-
метров орбитального полета КА (измерения наклонной даль-
ности и радиальной скорости).
БА КИС включается по первичной подаче питания в де-
журном режиме и не выключается в течение всего срока ак-
тивного существования КА. В дежурном режиме БА КИС обе-
спечивает работу приемного канала и готова к включению
сеансного режима. В сеансном режиме БА КИС выполняет
все возложенные на нее функции. Сеансный режим прибора
включается по радиокоманде, получаемой от НКУ и БВМ КА.
Сеансный режим выключается, переводя прибор в дежурный
режим по радиокоманде, получаемой от НКУ и БВМ КА.
Передача командно-программной информации с НКУ
осуществляется фразами по 512 бит (32 шестнадцатиразряд-
ных слова). БА КИС обеспечивает прием с НКУ фразы КПИ за
время не более 2 с. Вероятность правильного приема фразы
КПИ с однократной попытки - не менее 0,99; вероятность
трансформации фразы - не более 10 4.
БА КИС, получив фразу КПИ, адресует ее оконечное
устройство в виде сообщения МКО. В зависимости от реакции
ОУ, БА КИС формирует квитанцию:
-	отрицательную, если ОУ не ответил или ответил отри-
цательно;
-	положительную, если ОУ подтвердил корректность данных.
Квитанции от БА КИС на фразы КПИ передаются на
НС КИС. Информационный обмен БА КИС с системами КА
осуществляется по мультиплексному каналу информацион-
ного обмена - магистральному интерфейсу ГОСТ Р 52070-
2003. БА КИС на МКО КИС является контроллером.
Считывание ИОК от ОУ осуществляется по каналу МКО.
При передаче информации обратного канала инициирование
обмена БА КИС с системами КА осуществляется передачей
с НС КИС определенной РК или КПИ.
В зависимости от структуры сигналов, в запросной и от-
ветной радиолиниях БА КИС работает в двух режимах:
-	широкополосный режим - с использованием ПШ-
сигналов;
-	узкополосный режим - без ПШ-сигналов - на началь-
ных этапах работы КА после отделения от РБ и в нештатных
ситуациях.
Время вхождения в связь:
-	в узкополосном режиме - не более 2 с;
-	в широкополосном режиме - не более 10 с.
БА КИС совместно с НС КИС обеспечивает измере-
ния текущих навигационных параметров орбитального
полета КА с погрешностями по скорости:
-	не более 30 см/с - при совмещении РКО с режимом
передачи информации;
-	не более 3 см/с - без совмещения РКО с режимом пере-
дачи информации;
-	по дальности - не более 10 м.
В БА КИС предусмотрен телеметрический контроль по
ТМ-датчикам, а также контроль факта выдачи и результата
выдачи РК и КПИ в системы КА. Время выхода передатчика
БА КИС на уровень номинальной мощности - не более 5 с.
Бортовая вычислительная машина БВМ-01 (разработанная
на ЭКБ ИП), которая экспериментально отрабатывалась на КА
«Метеор-М» № 2, совместно с вновь разработанным блоком
модулей связи с датчиками и исполнительными органами СО,
включена в штатный состав СО КА № 2-1 и № 2-2. К сожалению,
в связи с политической ситуацией дальнейшая закупка приме-
ненной в этих изделиях ЭКБ ИП стала невозможной. В связи
с этим АО «Корпорация «ВНИИЭМ» выполнило новую разра-
ботку: управляющая БВМ и БМС в соответствии с текущей от-
раслевой и государственной технической политикой были вновь
разработаны с использованием последней (2015-2017 гг.) от-
ечественной комплектации. Данные изделия будут применяться
в качестве контроллера СО КА и в качестве центрального эле-
мента БКУ КА (вместо ПВУ), начиная с КА «Метеор-М» № 2-3.
Наземный комплекс управления космическими аппара-
тами серии «Метеор-М»
Наземный комплекс управления «Метеор-М» предназна-
чен для одновременного управления космическими аппара-
тами «Метеор-М» в количестве не менее четырех, а также для
информационного взаимодействия с внешними абонентами.
Задачи управления КА, выполняемые с помощью средств
НКУ, осуществляются при проведении сеансов связи с КА
в соответствии с суточными планами работ, составляемыми
на основе технологических циклов управления КА и планами
использования целевой аппаратуры КА.
Логика управления КА с помощью средств НКУ включает
в себя проведение сеансов связи с БКУ КА, во время которых
на КА передаются программы и команды управления, а НКУ
принимает подтверждающие квитанции и контрольную ин-
формацию о состоянии обеспечивающих и целевых систем КА.
В состав НКУ входят:
-	Центр управления полетом;
-	территориально разнесенные наземные командно-из-
мерительные пункты с размещенными на них наземными
станциями командно-измерительных систем, станциями при-
ема телеметрической информации и земными станциями
спутниковой связи;
338
Глава 11
Структурная схема наземного комплекса управления «Метеор-М»
-	баллистический центр наземного автоматического ком-
плекса управления;
-	система связи и передачи данных, включающая кабель-
ные спутниковые и волоконно-оптические каналы связи;
-	программно-математическое обеспечение НКУ.
НКУ решает следующие задачи:
-	подготовку средств НКУ к запуску КА и к управлению
КА в полете;
-	управление КА в течение срока активного существова-
ния, в т. ч. в случае возникновения нештатной ситуации;
-	автоматизированное долгосрочное и оперативное пла-
нирование операций по управлению КА;
-	автоматизированную подготовку и проведение сеансов
связи с КА;
-	автоматизированный контроль выполнения КА задан-
ной программы полета с выдачей рекомендаций по сбросу
телеметрической информации и заданий на ее обработку;
-	автоматизированные сбор, обработку и анализ инфор-
мации всех видов, оперативное отображение и документиро-
вание результатов обработки на средствах ЦУП с целью кон-
троля выполнения технологического цикла управления КА,
состояние БА КА и средств НКУ, учет ресурсов, а также на-
копление, систематизацию и хранение текущей информации
о КА с обеспечением ее отображения и документирования;
-	измерение текущих навигационных параметров орбиты
КА с помощью НС КИС, определение и прогнозирование по
результатам измерений параметров движения КА с точностя-
ми, необходимыми для работы НС КИС и целевого исполь-
зования КА;
-	автоматизированное формирование, расчет и пере-
дачу на КА командно-программной информации и разовых
команд;
-	автоматизированный обмен оперативной информацией
с наземным комплексом приема, обработки и распростране-
ния информации.
ССПД обеспечивает автоматизированный обмен инфор-
мацией ЦУП с НС КИС, станциями приема ТМИ, БЦ НАКУ,
НКПОР и сектором главного конструктора, а также опера-
тивной связью с персоналом дежурных смен средств НКУ и
внешними абонентами.
Взаимодействие НС КИС с ЦУП организуется с помощью
каналов связи, при этом из ЦУП на НС КИС поступают техно-
логические данные для проведения сеанса связи, начальные
условия для расчета траектории движения КА на орбите, РК
и специальная информация для передачи на КА, команды
управления режимами работы НС КИС. По обратному каналу
от НС КИС в ЦУП поступают квитанции о прохождении на борт
КА РК и командно-программной информации, специальная
информация; информация оперативного контроля КА, а так-
же данные ИТНП.
Прием полных потоков ТМИ от КА обеспечивается на-
земными станциями МПРС и по каналам связи, включая
космические, ПП ТМИ поступают в ЦУП, где регистриру-
ется, обрабатывается и отображается на автоматизиро-
339
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
ванных рабочих местах операторов дежурных смен. Полу-
ченная от НС КИС информация ИТНП поступает в БЦ, где
на ее основе решаются задачи уточнения НУ и передачи
уточненных НУ в ЦУП и НКПОР.
В период вывода КА на орбиту с помощью разгонного
блока организуется взаимодействие ЦУП с Единым ЦУП раз-
гонными блоками, из которого в ЦУП выдается уточненная
информация о фактических параметрах орбиты КА после вы-
ведения. ЦУП обеспечивает также взаимодействие с НКПОР,
при этом от НКПОР поступает программа работы ЦА КА.
От ЦУП в НКПОР поступает отчет о формировании и передаче
на КА в сеансе связи программы работы ЦА КА, уточненные
НУ и ТМИ о состоянии ЦА КА.
В управлении КА участвует СГК АО «Корпорация «ВНИИЭМ».
В задачи СГК входит контроль планов работы и управляющей
информации, формируемой дежурной сменой ЦУП, полу-
чение от ЦУП и обработка ТМИ для анализа состояния КА,
а также разработка рекомендаций по выходу из нештатных
ситуаций.
Космические аппараты серии «Канопус-В»
Создание космического комплекса «Канопус-В» с первым
малым космическим аппаратом «Канопус-В» стало крупным
достижением АО «Корпорация «ВНИИЭМ» и ознаменовало
начало нового этапа в его истории. Это привело, во-первых,
к кардинальному расширению областей практического ис-
пользования КА, производимых во ВНИИЭМ, а во-вторых,
свидетельствовало о значительном прогрессе в его конструк-
тивно-технологическом развитии.
В отличие от спутников типа «Метеор», малый КА
«Канопус-В» предназначен для решения класса задач опе-
ративного мониторинга техногенных и природных чрезвы-
чайных ситуаций, которые приобретают все более высокую
актуальность как для нашей страны, так и для остального
мира. Тем самым значительно возросла сфера применения
космической техники АО «Корпорация «ВНИИЭМ».
Создание космического ком-
плекса оперативного мониторинга
техногенных и природных чрезвы-
чайных ситуаций «Канопус-В» и
космической системы на его основе
в составе 4-6 космических аппара-
тов предусмотрено Федеральной
космической программой России. КА
«Канопус-В» № 1 был запущен с кос-
модрома Байконур 22 июля 2012 г.
В процессе проведения лет-
ных испытаний КК «Канопус-В»
с КА «Канопус-В» № 1 и последу-
ющей штатной эксплуатации было
подтверждено выполнение тре-
бований ТТЗ на КК «Канопус-В».
Последующие аппараты серии
«Канопус-В» создаются с учетом
летных испытаний и эксплуатации
КА «Канопус-В» № 1 с улучшенными
ТТХ. В 2017 г. первый аппарат отра-
ботал свой гарантированный срок активного существования
(5 лет) и продолжает успешно функционировать на орби-
те. Получаемая информация от целевой аппаратуры с КА
«Канопус-В» № 1 востребована как федеральными органа-
ми власти, так и региональными и ведомственными потре-
бителями космической информации.
Два КА «Канопус-В» (№ 3 и № 4) были одновременно
запущены на одной ракете-носителе с космодрома Вос-
точный 1 февраля 2018 г. В октябре 2018 г. решением Го-
скомиссии завершены летные испытания и оба аппарата
рекомендованы к эксплуатации. Следующие КА данной се-
рии - «Канопус-В» № 5 и № 6 - успешно запущены 27 де-
кабря 2018 г.
КА «Канопус-В-ИК» был запущен 14 июля 2017 г. с кос-
модрома Байконур. По состоянию на февраль 2019 г. КА на-
ходится в штатной эксплуатации и успешно функционирует
на орбите, выполняя целевые задачи. Особенностью данно-
го аппарата является то, что на борту помимо стандартной
целевой аппаратуры, которая установлена на всех КА серии
«Канопус-В», имеется дополнительный прибор - широко-
захватный инфракрасный ИК-радиометр МСУ-ИК-СРМ. Это
актуальный прибор, появившийся впервые в отечественной
космонавтике, позволяющий распознавать очаги пожаров
площадью 25 кв. м.
Таким образом, в космосе развернута полноценная ор-
битальная группировка оперативного мониторинга техно-
генных и природных чрезвычайных ситуаций из шести КА
«Канопус-В».
Одновременно с КА «Канопус-В» № 1 в рамках контракта
между Национальной академией наук Республики Беларусь
и АО «Корпорация «ВНИИЭМ» создавался идентичный Бело-
русский космический аппарат и космический комплекс дис-
танционного зондирования Земли на его основе. «Канопус-В»
и БКА даже стали называть спутниками-близнецами.
Созданная служебная платформа КА «Канопус-В» явля-
ется универсальной и позволяет устанавливать полезную на-
грузку различного назначения как дополнительную съемоч-
Сборка КА «Канопус-В» № 1 и БКА в монтажно-испытательном комплексе
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
340
Глава 11
КА «Канопус-В» Nq3hNq 4. Космодром Восточный
КА «Канопус-В» №5 и № 6. Космодром Восточный
КА «Канопус-В-ИК» в безэховой камере
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
Р.С.Салихов.
До 2017 г. - главный кон-
А.ВЛетрушин.
С 2018 г.-
КА «Канопус-В» № 1 и БКА на разгонном блоке
«Фрегат». Космодром Байконур
структор БКК, КА «Ломо-
носов», КК «Канопус-В».
К.т.н.
главный конструктор КК
«Канопус-В»
ную аппаратуру ДЗЗ (примером является КА «Канопус-В-ИК»),
так и научную аппаратуру для космических исследований. Яр-
ким примером является космический аппарат научного назна-
чения «Ломоносов». Данный космический аппарат создан в АО
«Корпорация «ВНИИЭМ» по заказу МГУ им. М.ВЛомоносова.
341
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
КА «Ломоносов»
КА «Ломоносов» успешно
выведен на орбиту в кос-
мос 28 апреля 2016 г. при
первом запуске ракеты
с нового российского
космодрома Восточный.
Главным конструк-
тором КК «Канопус-В»,
Белорусского космиче-
ского комплекса и КА
«Ломоносов» был на-
значен Рашит Салихович
Салихов. При нем были
запущены КА «Ломоно-
сов», БКА и первые четыре
космических аппарата из
состава КК «Канопус-В»:
«Канопус-В» № 1, № 3 и
№ 4, «Канопус-В-ИК». Од-
нако по состоянию здоро-
вья Р.С.Салихов передал
руководство по созданию
КК «Канопус-В» своему
заместителю Александру Васильевичу Петрушину. Под его руко-
водством было запущено два КА серии «Канопус-В»: № 5 и № 6.
Основные характеристики БКУ КА «Канопус-В»
Бортовая вычислительная система на базе ОВС-695 (два
дублированных комплекта).
Производительность -11 MIPS млн оп./с.
Нестабильность внутреннего источника опорной частоты
-КН
ТМЯС и скорость слежения -1 Гц.
ОЗУ-8 Мбайт.
ППЗУ-512 Кбайт.
ПЗУ-64 Кбайт.
ТМЯС режимы - асинхронный, синхронный.
Асинхронный режим ТМЯС формат - пакет SSTL.
Синхронный режим ТМЯС формат - HDLS.
Интерфейсы - CAN, MIL-1553-В, TTL, LVDS, RS-422.
Масса -1,5 кг.
Потребляемая мощность - 8,5 Вт.
Принцип построения бортового комплекса управления
малых космических аппаратов «Канопус-В» существенно от-
личается от описанных выше аппаратов. Бортовой комплекс
управления предназначен для управления бортовой аппара-
турой КА, в т. ч. целевой аппаратурой, радиолинией передачи
целевой информации и корректирующей двигательной уста-
новкой на всех этапах наземных испытаний, стартовой под-
готовки, штатной эксплуатации на орбите во взаимодействии
с НКУ и в автономном полете КА.
Так как КА «Канопус-В-ИК» отличается от КА № 1, № 3-6
наличием дополнительного прибора МСУ-ИК-СРМ, установ-
ленного на дополнительной ферме, БКУ имеет отличия в ча-
сти ПО. В состав БКУ входят:
-	бортовая вычислительная система;
-	телекомандная система S-диапазона;
-	система ориентации и стабилизации;
-	аппаратура спутниковой навигации и формирователи
секундных меток;
-	основные независимые дублированные шины данных -
МКО, CAN.
Интеграция систем, входящих в БКУ, в единый управля-
ющий комплекс, осуществляется средствами программного
обеспечения БКУ. Контроль и управление системами, входя-
щими в БКУ, осуществляются БВС с установленным на ней
программным обеспечением. Отдельные компоненты СОС и
АСН имеют встроенное ПО для выполнения определенных за-
дач. Система ТКС также имеет встроенное ПО для выполнения
своего функционального назначения.
Бортовая вычислительная система
Бортовая вычислительная система является центральным
звеном в бортовом комплексе управления КА. Представляет
собой совокупность аппаратных и программных средств.
Аппаратная часть БВС. Состоит из двух бортовых ком-
пьютеров 0ВС695. После подачи питания на оба компью-
тера один из них (БВС1) переходит в режим управляющей
системы, второй (БВС2) удерживается в режиме «загруз-
чика» сигналами «сторожевого» таймера БВС1. В случае
отсутствия сигналов от БВС1 автоматически активируется
БВС2, которая берет на себя функции управления, а БВС1
переводит в режим «загрузчика», обеспечивая тем са-
мым живучесть КА при сбое в работе оборудования или
ПО БВС.
Программная часть БВС. Программное обеспечение БВС
состоит из общего программного обеспечения и специально-
го программного обеспечения, разрабатываемого для данно-
го КА.
Общее программное обеспечение БВС состоит из:
-	операционной системы VxWorks;
-	программы Загрузчик - Bootloader.
Специальное программное обеспечение БВС состоит из:
-	программного обеспечения управления КА (управления
и взаимодействия с БА, обеспечения связи с НКУ, парирования
нештатных ситуаций и др.), называемого ПО БКУ;
-	программного обеспечения системы управления движе-
нием и навигацией (ПО СОС, обеспечивающего заданную ста-
билизацию и ориентацию КА в пространстве, и ПО АСН, управ-
ляющего навигационными приемниками).
Функциональный уровень:
-	задача полезной нагрузки (PLD) обеспечивает взаимо-
действие БВС с ЦА по шине МКО с использованием протокола
информационного обмена БВС и ЦА;
-	задача безопасности СОС (AST) обеспечивает запуск ал-
горитмов управления ориентацией космического аппарата на
Солнце и выполняется на этапе запуска и начального функци-
онирования на орбите, а также в аварийных ситуациях;
-	задача управления и телеметрии СОС (ACT) отвечает за
обработку команд, сохранение телеметрической информации
из внешних модулей СОС и ее передачу в активное приложе-
ние СОС (AST или АОТ);
-	задача рабочего режима СОС (АОТ) реализует запуск ал-
горитмов управления ориентацией КА, обеспечивает точную
ориентацию КА в орбитальной системе координат;
342
Глава 11
к GPS/ГЛОНАСС
СПИ
НКУ
Схема БКУ структурно-функциональная КА «Канопус-В» № 3-6
к GPS/ГЛОНАСС
НПЗ Г» л ПИ И0К.КСМ1МИ
НКУ
Схема БКУ структурно-функциональная КА «Канопус-В-ИК»
-	планировщик (SCHD) поддерживает список запланиро-
ванных команд, которые выдаются в определенное время;
-	служебная задача (НКТ) - контроль и управление рабо-
тоспособностью и конфигурацией КА;
-	задача безопасности (SFTY) - запуск и останов осталь-
ных задач ПО БВС;
-	задача введения «заплат» (РТСН) - ввод вставок про-
граммного обеспечения БВС;
-	задача циклограмм (CYC) осуществляет работу механизма
циклограмм;
-	задача регистрации (протоколирования)
данных (LOG) осуществляет запись командных
сообщений и сообщений о событиях в пакеты
информации обратного канала и передачу их
в БОИ;
-	задача телеуправления (TCMD) обрабаты-
вает входящие разовые команды и командно-
программную информацию из командно-изме-
рительной системы и посылает подтверждения
об их приеме (квитанции) и пакеты ИОК в на-
земный комплекс управления;
-	задача телеметрии (TLM) отвечает за
управление и связь с многоканальной систе-
мой сбора телеметрической информации;
-	задача навигации (NAV) выполняет конфи-
гурирование и контроль приемников АСН, предо-
ставляет информацию о положении, скорости и
времени в задачи АОТ и PLD;
-	задача контроля/мониторинга (MNTR)
обеспечивает интерфейс для контроля данных
других задач;
-	задача звездных датчиков (STR) отвечает
за поддержку, управление и связь со звездны-
ми датчиками;
-	задача КДУ (VPS) осуществляет управле-
ние и связь с КДУ, а также осуществляет кон-
троль ТМ-параметров КДУ во время работы
циклограмм управления КДУ.
Наряду с прикладными задачами, в ПО БВС
реализованы задачи обеспечения функциони-
рования механизма, заложенного в архитек-
туру построения бортового ПО - событийно
управляемую модель. К данным задачам отно-
сятся:
-	CAN daemon - работа по шине CAN;
-	1553 daemon - работа по шине МКО;
-	OBTS TimeHandler - задача ведения служ-
бы времени БВС; обеспечивает секундный цикл
управления КА и механизм «подписки» на со-
бытия по времени внутри секундного цикла для
обеспечения исполнения запланированной ци-
клограммы включения задач.
Уровень драйверов:
-	драйвер шины CAN;
-	драйвер шины 1553;
-	драйвер ППЗУ;
-	драйвер задающего генератора секундной
метки;
-	драйвер LVDS.
Функции БВС. БВС обеспечивает выполнение таких функ-
ций:
-	управление режимами работы СОС на начальном этапе
работы КА, при работе оперативной задачи СОС номиналь-
ном режиме, при нештатной работе КА;
-	сбор данных с измерительных приборов СОС, вычисле-
ние параметров ориентации и передачу в ЦА данных ориен-
тации и угловых скоростей КА в орбитальной системе коор-
динат;
343
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
-	включение и управление АСН (приемниками сигналов
систем GPS и ГЛОНАСС), проведение сеансов навигационных
определений, прогнозирование по ним текущих навигацион-
ных параметров, выдачу текущих навигационных параметров
движения КА в ЦА;
-	прием с НКУ в сеансах связи и выполнение разовых
команд для управления БВС, прием командно-программной
информации, анализ и выполнение заданий КПИ (хранение
и использование заданий в БВС или выдачу КПИ в БА КА по
назначению);
-	формирование и ведение бортовой шкалы времени,
синхронизацию ее с системным временем GPS/ГЛОНАСС по
заданию с НКУ, выдачу текущего кода БШВ в МССТИ, ЦА для
осуществления временной привязки управляющей, телеме-
трической и научной информации;
-	формирование от внутреннего генератора секундных ме-
ток и выдачу их по интерфейсу LVDS в ФСМ - интерфейсные
модули секундных меток (PIM1 и PIM2), откуда дублирован-
ными импульсными сигналами выдачу в БА КА (БОИ, УЦО),
синхронизацию формирования СМ по СМ от работающего на-
вигационного приемника;
-	выполнение режима сверки БШВ с НШВ и передачу ко-
дов оцифровки секундной метки в устройство цифровой об-
работки и, при необходимости, выполнение коррекции кода
БШВ средствами ТКС заданием соответствующей КПИ с НКУ;
-	формирование и передачу на НКУ через УЦО инициативно
или по заданию с НКУ массивов информации обратного канала
для оперативного контроля текущего состояния БВС и хода вы-
полнения задач ПО и заданий НКУ;
-	сбор, формирование и передачу в блок обработки ин-
формации МССТИ пакетов служебной и телеметрической или
диагностической информации о состоянии бортовых систем,
отчетной информации о выполнении заданий и функциониро-
вании ПО БВС с привязкой ее к БШВ;
-	контроль и управление системой электроснабжения КА;
-	контроль, управление и взаимодействие с целевой ап-
паратурой;
-	управление КДУ и режимами работы ТКС как в автома-
тическом режиме (по заложенным циклограммам управле-
ния), так и по разовым командам с меткой времени, задава-
емым с НКУ в КПИ;
-	контроль, диагностика и парирование нештатных ситу-
аций в работе БА и выполнении задач ПО БВС в автоматиче-
ском режиме и с участием НКУ.
Управление БВС бортовой аппаратурой КА. БВС, как
управляющая система, использует:
-	командно-программную информацию;
-	выполнение задач прикладного ПО;
-	циклограммы управления БА;
-	массивы полетного задания (МПЗ);
-	обработку ВС БКУ (СЭС, температуры СОС).
БВС является абонентом обеих шин данных (МКО, CAN),
что позволяет взаимодействовать напрямую с большинством
элементов БА, а с несвязанными по шине данных элементами
БА - с помощью выдачи команд управления в блок разовых
команд через абонента МКО - БОИ.
В ПО БВС реализовано 39 видов КПИ (заданий, пере-
даваемых с НКУ для БВС). По КПИ задается:
-	установка, коррекция или передача кода БШВ заданно-
му абоненту;
-	выдача разовых программных команд, командных сообще-
ний в заданные времена по БШВ или с заданными интервалами
времени относительно друг друга;
-	работа и модификация (маскирование, замена узлов)
циклограмм управления, заложенных в БВС, создание новых
циклограмм управления;
-	замена массивов информации для управления БА, хра-
нимой в БВС - конфигурационных массивов БА, масок выда-
чи ПК, обращений по МКО, передача КПИ в заданное ОУ и др.;
-	задание режимов ориентации для ЦА и КДУ;
-	запрос из БВС или другого абонента определенной ин-
формации для передачи ее по обратному каналу КИС масси-
вами ИОК;
-	выдача телекоманд CAN в заданные времена по БШВ
или с заданными интервалами времени относительно друг
друга;
-	запрос телеметрии и буферных передач CAN;
-	управление работой блоков авионики и управление за-
дачами ПО БВС.
Также существуют КПИ, служащие для передачи на борт
массивов данных. К таким относятся:
-	КПИ17 для закладки информационных данных в ЦА и об-
новления ПО ЦА;
-	КПИЗЗ для закладки данных для опроса технологиче-
ской телеметрии;
-	КПИ35 для обновления ПО БВС;
-	КПИ36 для запроса из БВС массива заложенного ПО;
-	КПИ38 для обновления ПО МСУ-ИК-СРМ (только для КА
«Канопус-В-ИК»).
Для загрузки на борт исходных технологических данных
баллистико-навигационного обеспечения КА используется
КПИ39.
Для обеспечения автономного функционирования КА
в ПО БВС заложены циклограммы управления бортовой ап-
паратурой КА. Циклограмма представляет собой временную
последовательность управляющих воздействий БВС относи-
тельно начала циклограммы (выдача ПК, РКС, ТК CAN, запрос
ТМИ). Всего на КА «Канопус-В» реализовано более 80 цикло-
грамм:
-	для управления ТКС, РЛЦИ, КДУ и МСУ-ИК-СРМ (только
для КА «Канопус-В-ИК»);
-	для организации сбросов целевой и телеметрической
информации;
-	для инициализации и контроля аппаратуры КИС;
-	для реализации механизма контроля ответного слова
БОИ;
-	стартовая циклограмма (инициализация КА).
Циклограммы могут быть разовыми (с запусками в за-
данное время по БШВ) или циклическими (с заданным пери-
одом запуска). Работа разовых циклограмм задается с НКУ
по заявкам в КПИ11, циклических циклограмм по КПИ13.
В ПО БВС предусмотрена возможность коррекции суще-
ствующих (по КПИ15) и создания новых (по КПИ16) цикло-
грамм. Общее количество циклограмм управления (в т. ч.
с возможностью задания новых циклограмм) не должно
превышать 96.
344
Глава 11
Для оперативного мониторинга состояния бортовой ап-
паратуры БВС формирует (инициативно или по заданию
НКУ) массивы информации обратного канала, записывает
их в определенные области МССТИ ТКС и передает на НКУ
в сеансе связи.
Массивы ИОК, формируемые БВС в сеансе связи по за-
данию НКУ:
-	ИОК1; общая информация о текущей конфигурации ап-
паратуры и работе ПО БВС, информация о нештатных ситуа-
циях в работе аппаратуры или выполнении программ (цикло-
грамм, обменов по шине МКО, обменов по CAN);
-	ИОК2; информация, формируемая в сеансе связи по за-
просу НКУ (по КПИ23, КПИ25, КПИ29, КПИЗО, КПИ35, КПИ36,
КПИ37 и КПИ39);
-	ИОКЗ; информация, формируемая в сеансе связи при
обнаружении ошибок в передаваемых КПИ или в последова-
тельностях их загрузки.
Массивы ИОК (ИОК ТМИ), формируемые БВС инициатив-
но и записываемые в МССТИ:
-	«Информация ЦА»; содержит текущую оперативную ин-
формацию о работе, считываемую из ЦА;
-	«КПИ ЦА»; формируется для отчета о правильности за-
грузки переданной в ЦА информации;
-	«Важное событие БКУ»; информация о нештатной ситу-
ации, зафиксированной в БКУ;
-	«ДИ УЦО» (ИОК4); диагностическая информация УЦО КИС;
-	«Пакет СОС-СЭС»; ТМ-параметры СЭС и СОС;
-	«Журнал регистрации команд» (ИОК5);
-	«Журнал регистрации событий» (ИОК6);
-	«Журнал регистрации ошибок» (ИОК7);
-	«Журнал состояния БВС» (ИОК8), содержит информа-
цию о работе ПО БВС (1 пакет);
-	«Журнал состояния питания» (ИОК9); содержит инфор-
мацию о состоянии системы питания и переключателях тока
(8 пакетов);
-	«Журнал СОС» (ИОК10); содержит информацию о теку-
щем пространственном положении, заданном положении, со-
стоянии, а также значения датчиков и команд, передаваемых
на исполнительные механизмы (7 пакетов);
-	«Журнал навигации» (ИОК11); содержит текущие дан-
ные PVT и информацию о состоянии (1 пакет);
-	«Журнал температур» (ИОК12); содержит измеренную
температуру оборудования ССТЛ (2 пакета).
Кроме того, по запросу НКУ БВС формирует буферные
передачи CAN (ИОК15):
-	файл опроса технологической ТМИ оборудования ССТЛ;
-	файл памяти БВС;
-	файл калибровки ЗД.
Взаимодействие между БВС и системами КА осущест-
вляется по дублированному последовательному интерфейсу
МКО Абонентами МКО являются УЦО (КИС), БОИ МССТИ, ЦА,
ЗД1, ЗД2 и ИВК (при наземных испытаниях).
БВС выполняет функции контроллера команд шины
МКО, а БА, подключенная к шине МКО, функционирует в ре-
жиме оконечных устройств. При наземных испытаниях КА
в режиме контроллера команд шины МКО может функцио-
нировать ИВК, в этом случае БВС должна быть переведена
в режим ОУ или выключена.
При организации взаимодействия с БА по шине МКО обеспе-
чена возможность маскирования (запрета) выполнения обменов
с ОУ, выбора приоритетной линии передачи информации шины
МКО. Для этого предусматриваются следующие конфигураци-
онные массивы, которые должны храниться в БВС и могут быть
изменены по КПИ с НКУ:
-	массив масок обращений к ОУ;
-	массив приоритетных каналов обращения к ОУ.
Управление БА КА на начальном этапе. На начальном эта-
пе функционирования БВС осуществляет автономное управ-
ление ориентацией и стабилизацией КА, последовательным
выполнением следующих режимов:
-	начальным демпфированием в инерциальной системе
координат;
-	переводом в дежурный энергетический режим ориента-
ции на Солнце;
-	сбросом накопленного углового кинетического мо-
мента.
Стартовая программа БВС обеспечивает управление и
взаимодействие с БА КА, в т. ч.:
-	после самотестирования автоматически переводит БВС
в режим контроллера шины МКО;
-	выполняет подачу питания на СОТР (основные электро-
нагреватели) и интерфейсные модули секундной метки (PIM);
-	запускает циклограмму поддержки работоспособности
дежурной части КИС ТКС;
-	проводит процедуру инициализации ОУ основного и ре-
зервного каналов УЦО1 и УЦО2;
-	запускает циклический сбор диагностической информа-
ции УЦО (обоих комплектов) и ее передачу в МССТИ;
-	запускает циклический запрос векторного слова обоих
комплектов УЦО для проверки наличия признака «Запрос на
обслуживание» - прием с НКУ РК или КПИ;
-	запускает циклический запрос ответного слова МССТИ
для проверки наличия признака «Запрос на обслуживание» -
отслеживание важного события;
-	запускает сбор телеметрической информации работаю-
щей аппаратуры блока авионики и передачу ее в МССТИ;
-	начинает формирование отчетной информации о функци-
онировании ПО БВС и о выполнении обменов с БА;
-	выдает отключающие и приводящие в исходное состоя-
ние БА команды, команды на раскрытие БС.
Так как стартовая программа запускается и при повтор-
ных включениях БВС, а также при перезапуске БВС, то пред-
усмотрена возможность маскирования отдельных действий
стартовой программы по командам с НКУ, а также при на-
земных испытаниях КА.
Управление и взаимодействие БВС с ТКС. Аппаратура ТКС
состоит из нескольких устройств, имеющих индивидуальные
информационные адреса на шине МКО, а именно:
-	двух комплектов устройств цифровой обработки (УЦО1
и УЦО2) из состава КИС (каждое УЦО работает в «горячем»
резерве и имеет индивидуальный информационный адрес на
шине МКО);
-	двух полукомплектов блоков обработки информации
(из состава МССТИ), один из которых находится в «холод-
ном» резерве (информационные адреса на шине МКО обоих
комплектов МССТИ одинаковые).
345
М) «Корпорация «ВНИИЭМ»
Управление работой ТКС реализовано с помощью цикло-
грамм управления.
Взаимодействие и управление БВС с ТКС можно разде-
лить на взаимодействие и управление аппаратурой КИС и
МССТИ.
Управление и взаимодействие БВС с КИС. БВС взаи-
модействует с УЦО КИС в следующих режимах:
-	режиме приема с НКУ разовых команд;
-	режиме приема с НКУ командно-программной ин-
формации, в т. ч. приема с НКУ массивов полетных заданий
для взаимодействия с ЦА;
-	режиме передачи информации обратного канала;
-	режиме сверки времени.
Каждый из режимов осуществляется параллельно и не-
зависимо друг от друга. При проведении сверки времени
с НКУ не должны передаваться РК, МПЗ и КПИ.
При выполнении любого режима (РК, КПИ, МПЗ, ИОК
или СВ) БВС периодически должна считывать ДИ УЦО и
выполнять запрос векторного слова УЦО1 и УЦО2. Данные
программы выполняются параллельно и независимо от ре-
жимов. Программы связи с УЦО имеют следующие приори-
теты обменов с УЦО (в порядке убывания приоритета):
-	передача кода секундной метки в режиме СВ или
фразы ИОК в режиме ИОК;
-	считывание векторного слова;
-	считывание ДИ УЦО.
В режиме приема РК с НКУ поступают коды РК, кото-
рые далее УЦО передает в БРК. Параллельно УЦО запоми-
нает код поступившей РК в выходном буфере и выставля-
ет признак «Запрос на обслуживание» в ответном слове и
признак РК в векторном слове, считываемых БВС. Затем,
при наличии признака «Запрос на обслуживание» в ответ-
ном слове и признака РК в считанном векторном слове,
БВС должна считать код РК, протоколировать код полу-
ченной РК, а для некоторых РК дополнительно выполнить
определенные действия.
В режиме приема КПИ, после считывания векторного сло-
ва и наличия в нем признака КПИ, БВС должна считать из УЦО,
выставившего «Запрос на обслуживание», фразу КПИ. После
считывания фразы КПИ БВС должна провести проверку досто-
верности приема КПИ и в течение заданного интервала време-
ни до передачи следующей КПИ должна передать в УЦО, из ко-
торого считана КПИ, «положительную» или «отрицательную»
квитанцию. Квитанция далее передается на НКУ.
Если на НКУ поступит «отрицательная» квитанция, то НКУ
повторит передачу данной фразы КПИ. После нескольких не-
удачных попыток передачи данной фразы КПИ НКУ прекратит
передачу данной фразы и начнет передачу следующей фра-
зы (по решению оператора НКУ). При получении фразы КПИ
с правильной контрольной суммой БВС должна выполнить
действия согласно назначению КПИ.
МПЗ загружаются в БВС по специальной КПИ. Заго-
ловок и маршрутные задания в МПЗ передаются подряд.
МПЗ занимает более одной фразы КПИ, предусматрива-
ется его накопление во временном буфере (буфере нако-
пления КПИ) до получения всех фраз МПЗ. После анализа
полностью принятого МПЗ БВС записывает достоверный
МПЗ в область ОЗУ для заданий НКУ и сохраняет его до
выполнения (передачи в ЦА). Содержимое МПЗ БВС не
анализирует.
В режиме передачи ИОК происходит формирование и
передача БВС на НКУ следующих видов ИОК:
-	ИОК1, формируется после выдачи с НКУ РК «ИОК1»;
-	ИОК2, формируется по запросу с НКУ КПИ23, КПИ25,
КПИ 29, КПИЗО, КПИ35, КПИ36, КПИ37 и КПИ39;
-	ИОКЗ, формируется при обнаружении ошибок в пере-
даваемых с НКУ КПИ.
Режим сверки времени начинается по РК «СВ» (РК070),
а заканчивается по РК «СВ-О» (РК069). Режим СВ проводится
и организуется НКУ для сверки (сравнения) кода БШВ с на-
земным эталоном времени (НШВ) и выявления кода расхож-
дения с точностью до 1 мс. При проведении СВ через УЦО на
НКУ транслируются импульсы секундных меток, поступаю-
щие из модуля выдачи секундных меток, а также передается
оцифровка импульсов секундных меток (код секундных ме-
ток), которая поступает из БВС по шине МКО.
В результате проведения СВ на НКУ вычисляется код рас-
хождения времен БШВ и НШВ. Коррекция кода БШВ по дан-
ным СВ осуществляется, при необходимости, по соответству-
ющей КПИ. Решение о необходимости проведения коррекции
БШВ принимается на НКУ.
Управление и взаимодействие с МССТИ. Взаимодействие
БВС с блоком обработки информации МССТИ осуществляет-
ся при:
-	считывании БВС из БОИ ТМ-информации;
-	считывании информации о «Важном событии», кото-
рую подготовила БОИ;
-	установке БШВ в БОИ;
-	управлении режимами работы БОИ;
-	записи ИОК ТМИ;
-	запросе ответного слова БОИ.
Считывание ТМ-информации применяется при выпол-
нении циклограмм управления бортовой аппаратурой и при
выполнении КПИ23.
Периодически (один раз в секунду) БВС выполняет за-
прос ответного слова БОИ МССТИ. Запрос ОС БОИ выпол-
няется для проверки наличия признака «Запрос на обслужи-
вание». БОИ выставляет признак «Запрос на обслуживание»
при возникновении ВС (выхода показаний ТМ-параметра за
пределы допуска, зафиксированного БОИ).
После получения от БОИ признака «Запрос на обслужива-
ние» БВС должна считать из БОИ информацию о ВС и сфор-
мировать соответствующую информацию о получении ВС из
БОИ. На КА «Канопус-В» № 3, № 4, № 5 и № 6 предусматрива-
ется формирование ВС в БОИ (в части ЦА и КДУ). Установка
БШВ в БОИ выполняется после передачи из БВС кода БШВ. При
получении данного сообщения устанавливается новое значе-
ние шкалы времени БОИ (внутреннего времени БОИ) согласно
полученному значению кода БШВ, синхронное с БШВ.
Управление режимами работы МССТИ осуществляется
передачей в БОИ кодов режимов (при выполнении цикло-
грамм управления МССТИ или по заданным разовым коман-
дам сообщения).
ИОК ТМИ - массив, который формируется БВС и пере-
дается фразами по определенным подадресам в БОИ МССТИ
по шине МКО для записи в области ЗУ БОИ. Пакеты информа-
346
Глава 11
ции, передаваемые в БОИ по подадресу 12, при работе МОСТИ
в режиме непосредственной передачи вставляются в кадры НП
и передаются на НКУ в реальном времени. Аналогично, пакеты
информации БВС, передаваемые по специальному подадресу
(ПА=13) с интервалом 0,5 с, также вставляются в кадры НП.
Содержание пакетов ИОК ТМИ было описано выше.
Для хранения различных видов ИОК ТМИ в БОИ МОСТИ
выделено несколько областей памяти:
-	область 0 предназначена для хранения информации
о нештатных ситуациях, зафиксированных в БКУ (ВС БКУ),
и по данным собственных датчиков МОСТИ;
-	области 1,2,3 служат для записи информации, формиру-
емой БОИ, в область 3 также записывается БОИ-информация
пакетов СОС-СЭС, передаваемых из БВС, а в область 2 также
записывается БОИ-информация пакетов СОС-СЭС и НП БВС;
-	область 4 предназначена для хранения информации от
ЦА (статусные массивы и массивы ТМ ЦА);
-	область 5 предназначена для хранения разгружаемых
КПИ ЦА;
-	область 6 предназначена для хранения информации
БВС - журналов команд, событий, ошибок;
-	область 7 предназначена для хранения информации
БВС - периодических журналов;
-	область 8 предназначена для хранения информации БВС -
информации по запросу (буферные передачи CAN);
-	область 9 служит для хранения конфигурационного
массива БВС, который может быть БВС только считан;
-	область 10 служит для записи информации КДУ, собира-
емой БОИ, в нее также записывается БОИ-информация пакетов
СОС-СЭС, передаваемых из БВС.
Каждый массив ИОК ТМИ имеет свой идентификатор,
определяющий вид информации. Идентификатор находится
в заголовке массива. Управление работой аппаратуры МССТИ
реализовано с помощью циклограмм управления, заклады-
ваемых в БВС, и разовых командных сообщений с выдачей
в заданное время.
Управление БА КА осуществляется по циклограммам
управления, разовыми программными командами с выдачей
в заданное время и МПЗ (для ЦА). Выдачу команд в бортовую
аппаратуру импульсными воздействиями или по интерфей-
су UART осуществляет БРК, входящий в состав ТКС. БРК не
имеет выхода на шину МКО. Взаимодействие БВС с БРК при
выдаче программных команд осуществляется через БОИ.
Управление и взаимодействие БВС с моноблоком ЦА.
Целевая аппаратура работает сеансами, выполнение которых
задается с НКУ в МПЗ. Сеансом работы ЦА считается пери-
од работы ЦА от подачи первой команды включения ЦА до
подачи первой команды выключения ЦА. Питание подается
только на один комплект оборудования ЦА (ЦА1 (ядро А) или
ЦА2 (ядро Б)), согласно установленному с НКУ конфигура-
ционному массиву ЦА, который хранится в БВС. Каждый из
комплектов ЦА имеет свой адрес на шине МКО. Управление
работой ЦА осуществляется БВС с помощью массивов полет-
ного задания, которые представляют собой массив данных,
необходимых для работы ЦА в течение сеанса работы, и со-
стоит из заголовка и от 1 до 8 маршрутных заданий. Марш-
рутное задание - отдельная задача, выполняемая ЦА в тече-
ние сеанса работы:
-	передача целевой информации из ЗУ ЦА;
-	съемка с сохранением ЦИ в ЗУ ЦА;
-	съемка с одновременной передачей ЦИ;
-	калибровка;
-	выполнение служебного режима;
-	тестирование.
Каждый МПЗ имеет свой индивидуальный номер (1-65535).
Маршрутным заданиям в МПЗ также присваиваются номера
0-7. Условия (варианты) исполнения МПЗ, задания на режи-
мы ориентации КА во время сеанса работы ЦА и другая ин-
формация, необходимая БВС для выполнения заданного МПЗ
(номер МПЗ, время включения ЦА, время сеанса работы ЦА,
количество М3 в МПЗ), передаются с НКУ в КПИ вместе с са-
мим МПЗ по специальной КПИ. Объем и порядок выполнения
МПЗ определяется на НКУ и выполняется БВС без анализа на
корректность задания. Предусматривается возможность по
соответствующим КПИ отмены выполнения МПЗ с заданным
номером (удаление МПЗ), размаскирование выполнения МПЗ
(маскированных БВС при фиксировании ВС ЦА) и коррекции
(замены/добавления) маршрутных заданий в МПЗ. После полу-
чения МПЗ БВС должна рассчитать время планирования начала
выполнения МПЗ с учетом начала выполнения первой заданной
переориентации - время БШВ, в которое БВС начнет анализи-
ровать задания МПЗ и поставит их в очередь на выполнение.
При задании в ЦА (по М3) режима сброса ЦИ перед
началом сброса должна быть включена РЛЦИ-К в один
из режимов непосредственной передачи. Управление ра-
ботой РЛЦИ-К осуществляется с помощью циклограмм
управления, заложенных в БВС, заявки на работу которых
в заданное время по БШВ формирует НКУ. Организацию
сбросов информации ЦА и своевременное включение
РЛЦИ-К обеспечивает НКУ, БВС не отслеживает режимы
работы ЦА.
Обмен информацией между БВС и ЦА выполняется сле-
дующими массивами данных:
1.0т БВС в ЦА:
-	массив «Время»;
-	массив «Навигация»;
-	массив «Ориентация»;
-	функциональный массив БВС («ФМ БВС»);
-	загрузка массива «ПЗ-КПИ» (загрузка МПЗ или КПИ).
2.	От ЦА в БВС:
-	«Статусный массив ЦА»;
-	массив «ТМ ЦА»;
-	разгрузка массива «ПЗ-КПИ» (разгрузка КПИ ЦА).
В БОИ предусматривается фиксирование шести «Важных
событий» ЦА (ВС5 - ВСЮ) при превышении температурных
датчиков ЦА допустимого предела. При фиксировании любо-
го из ВС ЦА (после считывания информации ВС из БОИ) БВС
выполнит парирующие действия, алгоритм которых заложен
в ПО БВС.
Во всех массивах данных (кроме загрузка/разгрузка
массива «ПЗ-КПИ») используются циклические счетчики,
индивидуальные для каждого вида массива данных, кото-
рые БВС и ЦА формируют или контролируют. БВС и ЦА про-
водят проверку на достоверность принимаемого массива
информации: по контрольной сумме, по изменению цикли-
ческого счетчика и т. д.
347
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
При необходимости записать данные или коды программ
в ЦА реализована возможность так называемой «загрузки»
КПИ ЦА. «Разгрузка» КПИ ЦА применяется при необходимо-
сти считать данные или коды программ из ЦА. Загрузка од-
ного массива КПИ может проводиться в течение нескольких
сеансов работы ЦА. Загрузка КПИ в ЦА и разгрузка КПИ из ЦА
осуществляется кадрами (4 порции, до 128 слов).
Проведение загрузки (или разгрузки) массива КПИ ЦА
происходит при задании с НКУ МПЗ с маршрутным заданием
на выполнение служебного режима «Загрузка» (или, соот-
ветственно, «Разгрузка»).
Взаимодействие БВС с БУ РЛЦИ-КВ и управление МСУ-
ИК-СРМ (только для КА «Канопус-В-ИК»). Радиолиния пере-
дачи целевой информации (РЛЦИ-КВ) предназначена для
обеспечения приема и хранения в блоке управления ин-
формации МСУ-ИК-СРМ, приема от БВС и передачи в МСУ-
ИК-СРМ служебной информации КА (массивов времени,
навигации, ориентации), приема от БВС команд управления
МСУ-ИК-СРМ и режимами РЛЦИ-КВ, обеспечения сброса ин-
формации ЦА и МСУ-ИК-СРМ на НКУ. Взаимодействие БВС
с БУ РЛЦИ-КВ осуществляется по МКО, обмен БУ с МСУ-ИК-
СРМ осуществляется по интерфейсу RS-485.
Управление РЛЦИ и МСУ-ИК-СРМ осуществляется выда-
чей программных команд в БРК (через БОИ) и кодовых ко-
манд управления (реализуются телекомандами) в БУ по ци-
клограммам управления, записанным в БВС, и по заданиям
с НКУ на выдачу разовых ПК и телекоманд. Предусматрива-
ется запись в БВС нескольких циклограмм управления РЛЦИ-
КВ и МСУ-ИК-СРМ для обеспечения включения/выключения
аппаратуры, сброса тестовой информации РЛЦИ-КВ, инфор-
мации ЦА и МСУ-ИК-СРМ с разными скоростями передачи по
одной или двум радиолиниям, контроля температур МСУ-ИК-
СРМ. РЛЦИ-КВ осуществляет прием и хранение информации
МСУ-ИК-СРМ, сброс накопленной в БУ информации МСУ-ИК-
СРМ на наземные пункты приема по кодовым командам от
БВС.
РЛЦИ-КВ осуществляет транзитную передачу информа-
ции ЦА в радиолинию по кодовым командам от БВС. Работа
РЛЦИ-КВ в режиме передачи целевой информации связана
с сеансами работы ЦА.
Для МСУ-ИК-СРМ предусматривается сигнал «Важное со-
бытие» (ВС11) при включении двух полукомплектов привода
сканирующего зеркала, по которому БВС выполняет париру-
ющие действия. Предусматривается считывание и контроль
БВС телеметрической информации (температур) МСУ-ИК-
СРМ, считывание ТМИ РЛЦИ-КВ и МСУ-ИК-СРМ и передача
в БОИ в область 5. Контроль функционирования РЛЦИ-КВ и
МСУ-ИК-СРМ осуществляется на НКУ по ТМИ из БОИ.
Управление БВС РЛЦИ Управление радиолинией целевой
информации (РЛЦИ-К) осуществляется в автоматическом ре-
жиме по «заложенным» в ПО БВС циклограммам управления
РЛЦИ-К. Радиолиния передачи целевой информации предна-
значена для обеспечения приема и сброса информации ЦА на
НКУ. Работа РЛЦИ-К в режиме передачи целевой информа-
ции связана с сеансами работы ЦА.
Управление БВС КДУ. Управление корректирующей дви-
гательной установкой также осуществляется в автоматиче-
ском режиме по «заложенным» в ПО БВС циклограммам
управления КДУ. Для КДУ предусматривается использо-
вание сигналов «Важное событие» (ВС) из БОИ при вы-
ходе за допуски или изменении состояния определенных
ТМ-параметров КДУ (пропадание тока, останов двигателя
и т. д.). В БОИ предусматривается фиксирование четырех
ВС КДУ (ВС1 - ВС4). При фиксировании любого из ВС КДУ
БВС выполнит парирующие действия, алгоритм которых
заложен в ПО БВС. В случае необходимости после анализа
телеметрической информации управление КДУ может так-
же осуществляться по разовым командам с НКУ. Для про-
ведения коррекции орбиты КА должен быть специальным
образом ориентирован. Коррекция орбиты КА может про-
водиться по наклонению или по высоте орбиты. Коррекция
по высоте включает два варианта - понижать или повышать
орбиту. Выполнение ориентации КА для коррекции орбиты
КА задается с НКУ по специальной КПИ.
При взаимодействии с ИВК (при наземных испытаниях)
БВС выполняет следующие функции:
-	прием кодов РК, используемых только при наземных
испытаниях, и выполнение соответствующих им действий;
-	прием от ИВК по шине МКО фраз КПИ и их выполнение
аналогично фразам КПИ, передаваемым штатно через УЦО
(КИС);
-	перевод БВС в режим ОУ на шине МКО по получении
специальной разовой команды.
Взаимодействие БВС с ЗД. Взаимодействие БВС со
звездными датчиками осуществляется по шине МКО, где
каждый ЗД имеет свой индивидуальный адрес. В ПО БВС
существует специальная задача (задача поддержки ЗД),
которая осуществляет управление звездными датчиками:
формирует команды управления, обеспечивает считывание
ТМ ЗД, управляет конфигурацией и настройками ЗД. Боль-
шую часть времени штатной эксплуатации управление ЗД
осуществляется автоматически по заложенной процедуре
управления. Данная процедура представляет односекунд-
ный цикл и подразумевает установку номера страницы те-
леметрии, считывание ТМ (необходимой для поддержания
ориентации КА), синхронизацию времени и запрос апери-
одической телеметрии. Данной процедуры достаточно для
обеспечения БВС информацией для поддержания КА ориен-
тации и стабилизации.
Взаимодействие с аппаратурой блока авионики осущест-
вляется по шине CAN, которая является основным каналом
взаимодействия с управляющей БВС. Аппаратура блока авио-
ники, состоящая из приборов и оборудования СЭС, СОС, АСН
и БВС с ПО, может быть представлена как совокупность узлов
шины CAN, которая управляется бортовой вычислительной си-
стемой с помощью телекоманд CAN. Каждый из физических
узлов на шине CAN имеет один или более CAN-адресов. БВС1
работает с адресами узлов CAN в диапазоне 64-95. БВС2 рабо-
тает с адресами узлов CAN в диапазоне 96-127.
Для устранения сбоев или неисправностей, возникающих
при работе аппаратуры блока авионики, в ПО БВС реализовано
автоматическое выполнение сценариев FDIR, обеспечивающих
обнаружение, точную локализацию и устранение сбоев.
Для управления включением/выключением БВС и обо-
рудования КА используются команды «черного хода», пере-
даваемые с НКУ.
348
Глава 11
Предусмотрено отслеживание БВС ухудшения энергетики
(падения напряжения батареи КА) и выполнение ею опреде-
ленных действий. Введены четыре порога напряжения батареи
(29 В, 27 В, 26 В, 25 В), на которые в БВС заложена реакция.
При достижении каждого из указанных порогов БВС форми-
рует соответствующую фразу об этом событии и передает ее
в пакете «Журнал регистрации событий» в МССТИ для после-
дующей передачи на НКУ в сеансе связи. Кроме того, при па-
дении напряжения до 27 В БВС сформирует соответствующую
фразу «Важное событие БКУ» (ВС БКУ), маскирует выполнение
циклограмм КДУ, выдаст команды отключения аппаратуры
КДУ (и ключей КДУ), ЦА, РЛЦИ-К, при падении напряжения до
26 В БВС также сформирует соответствующую фразу ВС БКУ,
при снижении напряжения до 25 В также будет сформирована
соответствующая фраза о ВС БКУ и осуществлен переход на
БВС2 в безопасный режим работы СОС. Функция отслежива-
ния ухудшения энергетики изначально отключена и может быть
включена с НКУ по специальной телекоманде. Текущее состо-
яние контроля ухудшения энергетики может быть определено
специальным телеметрическим запросом с НКУ.
Система ориентации и стабилизации
Система ориентации и стабилизации, входящая в БКУ,
предназначена осуществлять в соответствии с алгоритмами,
заложенными в БВС, и по командам, получаемым по ТКС
с Земли, заданную стабилизацию и ориентацию КА в про-
странстве.
СОС КА «Канопус-В» относится к классу активных, циф-
ровых, электромаховичных систем астроориентации. Контур
разгрузки двигателей-маховиков электромагнитного типа.
В состав СОС входят следующие приборы:
-	два датчика Солнца (поле зрения каждого датчика фор-
мируется двумя оптическими головками);
-	два трехкомпонентных магнитометра магнитного поля
Земли;
-	два комплекта из трех однокомпонентных датчиков
угловой скорости (МЭМС-гироскопы);
-	два звездных датчика;
-	комплект из четырех электродвигателей-маховиков для
грубой стабилизации и быстрых разворотов КА;
-	комплект из четырех электродвигателей-маховиков
для точной стабилизации и медленных программных раз-
воротов КА;
-	комплект из трех электромагнитов;
-	два интерфейсных модуля, обеспечивающих управле-
ние и выход на системную информационную шину CAN дат-
чика Солнца, магнитометра и электромагнитов;
-	два интерфейсных модуля, обеспечивающих управ-
ление и выход на системную информационную шину CAN
звездных датчиков (только для КА «Канопус-В» № 1 и КА
«Ломоносов»), датчиков угловых скоростей, электродвига-
телей-маховиков для грубой стабилизации и быстрых разво-
ротов КА;
-	дублированная информационная шина CAN.
Алгоритмы управления системы ориентации и стабили-
зации реализованы в программном обеспечении бортовой
вычислительной системы, представляющей собой интегри-
рованный ресурс бортового комплекса управления. Для обе-
спечения ряда режимов ориентации привлекается информа-
ция бортовой навигационной системы, построенной на базе
систем глобального позиционирования ГЛОНАСС и GPS. Ин-
формация бортовой навигационной системы также исполь-
зуется для ведения шкалы точного времени и синхронизации
работы оборудования по временным меткам.
Система ориентации и стабилизации КА обеспечивает
следующие режимы:
-	успокоение КА после отделения его от блока выведения
ракеты-носителя;
-	ориентацию активной поверхности солнечной батареи на
Солнце для зарядки аккумуляторной батареи КА;
-	грубую ориентацию в орбитальной системе координат
для проверки бортовых систем и создания оптимальных усло-
вий для перехода в режим астроориентации;
-	точную ориентацию и стабилизацию в орбитальной си-
стеме координат;
-	программные повороты по крену и тангажу на углы до
±40° и доворот по курсу на угол до ±4 ° относительно орби-
тальной системы координат для перехода КА в целевую си-
стему координат, обеспечивающую условия съемки заданных
целей.
СОС имеет следующие проектные технические характе-
ристики:
-	время первоначального приведения КА из состояния
беспорядочного вращения со скоростями отделения в режим
ориентации на Солнце не более 3 ч для КА № 1 и не более 8 ч
для КА №3-6;
-	точность ориентации активной поверхности солнечной
батареи на Солнце не хуже 1 °;
-	точность стабилизации вращения вокруг направления
на Солнце не хуже 0,2 град./с;
-	время перевода КА из ориентации на Солнце в режим
грубой ориентации относительно орбитальной системы коор-
динат (с учетом теневого участка орбиты) не более 50 мин;
-	точность грубой ориентации относительно орбитальной
системы координат не хуже 1 ° для КА № 1 и не хуже 10 ° для
КА № 3-6;
-	время перехода из орбитальной системы координат
в целевую систему координат не более 3 мин;
-	ошибка ориентации относительно целевой системы коор-
динат в режиме астроориентации не более 5 угл.мин.;
-	точность стабилизации относительно целевой системы
координат не хуже 0,001 град./с.
Надежность работы системы ориентации и стабилизации
обеспечивается сбоеустойчивой БВС и наличием у системы
аппаратных и функциональных резервов, а также специ-
ального программного обеспечения, реализующего функ-
ции обнаружения, идентификации и парирования отказов.
В частности, два звездных датчика образуют взаимный функ-
циональный резерв, т. к. каждый обеспечивает определение
ориентации КА по всем осям. При отказе одного звездного
датчика работоспособность сохраняется при некотором сни-
жении качества.
Для двигателей-маховиков применен принцип функцио-
нального резервирования, для чего выбрана схема установки
двигателей-маховиков на КА, обеспечивающая минимальные
потери управляющих свойств, при выходе из строя одного из
четырех маховиков.
349
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
Надежность электромагнитов обеспечена наличием двух
изолированных обмоток, подключенных к двум независимым
интерфейсным модулям. Надежность остальных приборов си-
стемы обеспечена ненагруженным (холодным) резервом. На-
дежность обмена информацией между приборами СОС и БВС
обеспечена применением дублированных магистралей последо-
вательного обмена:
-	шины CAN, позволяющей изолировать на одной из ве-
ток информационной магистрали вышедшие из под контроля
приборы, в т. ч. одну из БВС;
-	шины МКО для надежной связи с астродатчиками (для
КА «Канопус-В-ИК», «Канопус-В» № 3-6).
Информационная поддержка бортовой навигационной си-
стемы функционально резервирована возможностью постро-
ения прогноза орбиты по данным контроля орбиты наземными
средствами, передаваемым на борт КА в штатном потоке команд-
но-программной информации. Надежность программного обе-
спечения СОС решена за счет использования изолированного от
общего программного обеспечения, отработанного в реальных
условиях, программного блока, реализующего минимальную
функцию системы (ориентацию КА на Солнце), и возможности
коррекции программного обеспечения в полете.
Ресурс работы системы ориентации - не менее 5 лет -
обеспечен такими техническими решениями, как:
-	использование статических датчиков угла;
-	использование датчиков угловой скорости, выполнен-
ных по технологии МЭМС;
-	применение в контуре разгрузки электромагнитов с ре-
гулируемым моментом, что обеспечивает поддержание сред-
ней скорости вращения роторов маховиков на уровне ниже
100 об./мин;
-	применение электронных компонентов, подтвердивших
требуемый ресурс на ранее разработанных и успешно эксплу-
атирующихся КА.
Автономная система навигации и формирователь секунд-
ных меток
Аппаратура системы навигации и формирователь секунд-
ных меток (далее по тексту подсистема спутниковой навига-
ции и времени) является частью бортового комплекса управ-
ления. ПСНВ используется для:
-	формирования БШВ, синхронизированной со шкалой вре-
мени UTC, и хранения ее с заданной точностью, а также для фор-
мирования и выдачи в БА КА секундных меток;
-	определения параметров орбитального движения центра
масс КА (положения ЦМ КА и вектора скорости ЦМ КА) по сиг-
налам космических навигационных систем GPS/ГЛОНАСС.
Включение и управление аппаратурой ПСНВ, проведение
сеансов навигационных определений, прогнозирование по ним
текущих навигационных параметров движения КА и выдачу их
в ЦА осуществляет БВС. Кроме этого, БВС обеспечивает фор-
мирование от внутреннего генератора секундных меток и выда-
чу их по интерфейсу LVDS в интерфейсные модули секундных
меток (PIM1 и PIM2), откуда дублированными импульсными
сигналами выдается в БА КА (БОИ МССТИ, УЦО1, УЦО2, ЦА1
и ЦА2), синхронизацию формирования СМ по СМ от работа-
ющего навигационного приемника (SGR-07 или SGR-Axio для
КА № 3-6, «Канопус-В-ИК»; для КА № 1, «Ломоносов» - SGR10,
GPS/Glonass).
Также БВС обеспечивает синхронизацию бортовой шкалы
времени с системным временем GPS/ГЛОНАСС по заданию
с НКУ и выдачу текущего кода БШВ в МССТИ и ЦА для осущест-
вления временной привязки управляющей, телеметрической и
целевой информации.
Модуль интерфейса секундных меток (PIM) предназначен
для приема сигналов секундной метки от БВС1 или БВС2 и вы-
дачи их через 16 (для КА № 3-6, «Канопус-В-ИК») дублирован-
ных гальванически развязанных линий абонентам КА (МССТИ,
УЦО1, УЦО2, ЦА и ИВК).
Приемник GPS SGR-07 (SGR-10) принимает и расшиф-
ровывает сигналы глобальной навигационной спутниковой
системы GPS, передаваемые с четырех или более КА, произ-
водит измерение расстояний и рассчитывает местоположение
космического аппарата, а также определяет скорость и время.
Приемник SGR-Axio (GPS/Glonass) принимает сигналы одной
из двух ГНСС (GPS или ГЛОНАСС), передаваемые с четырех или
более КА, производит измерение расстояний и рассчитывает
местоположение космического аппарата, а также определяет
скорость и время.
Данные от подсистемы спутниковой навигации использу-
ются для следующих целей:
-	корректировки прогнозирования данных о движении цен-
тра масс КА;
-	передачи корректированных данных о текущем положе-
нии КА в ЦА пакетами массива «Навигация»;
-	передачи данных о работе системы спутниковой навига-
ции в МССТИ (пакет ИОК11) для записи в область 2,7 МССТИ и
передачи в режиме НП;
-	маркировки всех пакетов ТМИ временем БШВ, получен-
ным от ПСНВ.
Телекомандная система
ТКС предназначена для обеспечения непосредственного
взаимодействия КА с наземными командно-измерительными
системами с целью радиоуправления и радиоконтроля орбиты
КА, сбора телеметрической информации от бортовой датчи-
ковой сети, запоминания собранной информации в бортовом
запоминающем устройстве (ЗУ ТКС), обработки собранной
информации и передачи обработанной информации по радио-
линии S-диапазона на наземные приемные пункты.
В состав ТКС входят:
-	приемопередающее устройство (ППУ-S);
-	устройство цифровой обработки информации;
-	блок разовых команд;
-	моноблок сбора сообщений телеметрической информа-
ции.
Система ТКС обеспечивает:
а)	прием по запросной радиолинии, выделение, обработку
и выдачу бортовым потребителям следующих видов цифровой
информации:
-	разовых функциональных команд для передачи в блок
распределения команд;
-	служебных команд внутреннего пользования для управ-
ления режимами работы и переключения резервов ТКС;
-	командно-программой информации для БВС;
6)	передачу по ответной радиолинии (борт - Земля) следую-
щей цифровой информации бортовых источников:
-	квитанции КПИ от БВС;
350
Глава 11
-	информации оперативного контроля от БВС;
-	ТМИ от МССТИ;
-	собственного массива диагностической информации для
оперативного анализа состояния аппаратуры ТКС;
-	оперативного отчета о состоянии запросной радиолинии
для организации и поддержания канала связи с БВС средства-
ми НКУ;
-	передачу секундных меток и кодов оцифровки СМ в ре-
жиме сверки времени;
в)	прием и передачу сигналов для измерения дальности и
радиальной составляющей скорости КА.
В состав ППУ-S входят:
-	приемник;
-	полосовой фильтр запросного сигнала;
-	линейный тракт ПРМ;
-	ячейка ЦПРМ;
-	вторичный источник питания ПРМ;
-	передатчик;
-	усилитель мощности;
-	полосовой фильтр ответного сигнала.
Прибор ППУ-S предназначен для приема запросного и
формирования ответного радиосигнала в S-диапазоне радио-
волн.
В состав УЦО входят:
-	модуль пакетного распаковщика:
-	модуль пакетного упаковщика;
-	модуль терминала магистрали;
-	модуль команд управления;
-	модуль вторичных источников питания.
УЦО предназначен для работы в составе КИС КА
«Канопус-В».
В составе ТКС прибор УЦО используется для:
-	поиска, обнаружения и обработки поступающих из ППУ
запросных низкочастотных сигналов;
-	выделения из запросного НЧ-сигнала, буферизации (при
необходимости) и выдачи бортовым потребителям информа-
ции по согласованным интерфейсам;
-	приема по согласованным интерфейсам от бортовых ис-
точников и буферизации (при необходимости) информации,
подлежащей передаче по ответному радиоканалу;
-	формирования из информации бортовых источников и
выдачи на ППУ по каналу 1 НЧ-сигнала «Пакетной телеметрии»
в определенных CCSDS-форматах;
-	формирование посылок секундных меток и пакетов оциф-
ровок бортовой шкалы времени с последующей выдачей их на
ППУ по каналу 1 в режиме «Сверка времени».
УЦО обеспечивает выдачу:
-	до 256 ФК в виде 16 «горизонталей» и 16 «вертикалей»
в БРК, при этом формирование квитанций ФК осуществляется
в УЦО;
-	командно-программной информации прямого канала
в БВС или другому потребителю мультиплексного канала об-
мена;
-	до 256 СК реконфигурирования бортовой радиотехниче-
ской системы через внутренний SPI интерфейс.
УЦО обеспечивает прием:
-	командно-программной информации обратного канала
или другой информации от БВС или другого источника на МКО;
-	телеметрической или другой информации от бортовой
ТМ-системы или другого источника информации на «борту»
- импульсов секундных меток и кодов их оцифровок от БВС.
В состав МССТИ входят:
-	блок обработки информации;
-	подсистемы сбора сообщений.
В состав БРК входят блоки, каждый из которых включает
в свой состав плату управления, плату контроля команд, пла-
ту распределения команд, плату формирования команд, плату
распределения команд, модуль питания СПН и кабели.
БРК входит в состав системы ТКС и предназначен для
приема 256 РК из УЦО или от БОИ, дешифрации полученных
команд, выдачи команд потребителям и выдачи в БОИ инфор-
мации о выполненной команде и о состоянии БРК.
Основные характеристики ТКС КА «Канопус-В»
Частотный диапазон радиолиний:
-	запросный канал - 2042,86 МГц;
-	ответный канал - 2218,5 МГц.
Мощность излучения передатчика - 2,5 Вт.
Скорость приема информации по каналу управления -
1-8 Кбит/с.
Скорость передачи информации:
-	по каналу контроля - 8-32 Кбит/с;
-	по синхронному каналу -16-128 Кбит/с.
Точность измерения текущих навигационных параметров:
-	по дальности-< 15 м;
-	по скорости - < 0,01 м/с.
Емкость и тип СЗУ МССТИ - 30 Мбит, Flash
Энергопотребление:
-	дежурный режим - 84 Вт;
-	сеансный режим -100 Вт.
М	асса - 30 кг.
Полетный ресурс - 4600 ч.
Радиолиния передачи целевой информации
Бортовая информационная система радиолинии передачи
целевой информации (РЛЦИ-К) КА типа «Канопус-В» предна-
значена для:
-	приема цифровой информации от целевой аппаратуры;
-	формирования цифровых потоков заданной структуры;
-	непосредственной передачи цифровых потоков на пун-
кты приема информации по одной или двум радиолиниям
сантиметрового диапазона одновременно как с защитным ко-
дированием, так и без него.
В состав системы РЛЦИ-К входят:
-	формирователь информационных потоков;
-	блок автоматики;
-	передатчик (ПРД1) 8128 МГц;
-	передатчик (ПРД2) 8320 МГц.
Система РЛЦИ-К обеспечивает:
-	прием информации от аппаратуры БИС;
-	формирование одного или двух цифровых информаци-
онных потоков заданной структуры информативностью 61,44
или 122,88 Мбит/с;
-	передачу в телеметрическую систему КА ТМ-сигналов;
-	передачу цифровых потоков через одну или две радиоли-
нии сантиметрового диапазона со следующими параметрами:
•	диапазон частот - от 8025 до 8400 МГц;
351
М) «Корпорация «ВНИИЭМ»
•	номиналы несущих частот:
•	ПРД1 - (8128,0 ± 0,8) МГц;
•	ПРД2- (8320,0 ±0,8) МГц;
-	скорости передачи данных:
•	122,88 Мбит/с + 122,88 Мбит/с;
•	61,44 Мбит/с+ 61,44 Мбит/с;
•	61,44 Мбит/с;
•	122,88 Мбит/с;
-	выходная мощность передающего устройства - не ме-
нее 10 Вт;
-	вид модуляции излучаемого сигнала:
•	при скорости 122,88 Мбит/с - двойная относительная
фазовая модуляция;
•	при скорости 61,44 Мбит/с - относительная фазовая мо-
дуляция;
-	относительная нестабильность несущей частоты пере-
дачи за время эксплуатации не более 10-6;
-	относительный уровень шумов при отстройке от несу-
щей на ±10 кГц не более -80 дБ/Гц;
-	паразитная амплитудная модуляция не более 5 %;
-	вероятность ошибки передачи на 1 бит (Рош) цифровой
информации при обеспечении необходимого энергетическо-
го потенциала радиолинии должна быть не более ЮЛ
Наземный комплекс управления
В состав НКУ входит:
1.	Центр управления полетом.
2.	Система связи и передачи данных.
3.	Средства наземного автоматизированного комплекса
управления космическими аппаратами научного и социаль-
но-экономического назначения и измерений Роскосмоса:
-	мультисервисная сеть связи и передачи данных;
-	центр ситуационного анализа и координационного пла-
нирования;
-	центр координации, эксплуатации и развития;
-	наземные станции командно-измерительной системы.
НКУ решает следующие задачи:
-	подготовки средств НКУ к запуску КА
и к управлению КА в полете;
-	управления КА в течение срока актив-
ного существования, в т. ч. в случае возник-
новения нештатной ситуации;
-	автоматизированного долгосрочного
и оперативного планирования операций
управления КА и работы средств НКУ;
-	автоматизированной подготовки
исходных данных и технологической ин-
формации для решения задач командно-
программного управления, баллистико-
навигационного обеспечения полета КА,
контроля состояния и функционирова-
ния КА;
-	автоматизированного доведения пла-
нов, исходных данных, технологической
информации до соответствующих средств
НКУ и внешних организаций;
-	автоматизированной подготовки и
проведения сеансов связи с КА;
-	автоматизированного контроля выполнения КА заданной
программы полета;
-	автоматизированного сбора, обработки и анализа инфор-
мации всех видов, оперативного отображения и документирова-
ния результатов обработки на средствах ЦУП с целью контроля
выполнения технологического цикла управления КА, состояния
бортовой аппаратуры КА и средств НКУ, учета ресурсов, а также
накопления, систематизации и хранения текущей информации
о состоянии КА с обеспечением отображения и документирова-
ния по вызову оператора;
-	измерения текущих навигационных параметров КА с по-
мощью НС КИС, определение и прогнозирование по резуль-
татам измерений, а также по данным бортовой автономной
навигационной системы КА, получаемых в составе ТМИ, па-
раметров движения КА с точностями, необходимыми для ра-
боты НС КИС, НКУ, наземного комплекса приема, обработки
и распространения информации (НКП0Р-К/0МЗ) и целевого
использования КА;
-	автоматизированного формирования, расчетов, компо-
новки и передачи на КА командно-программной информации и
разовых команд;
-	автоматизированного обмена баллистической, командно-
программной, контрольной и оперативно-технической инфор-
мацией с НКП0Р-К/0МЗ.
Характеристики НКУ
НКУ обеспечивает следующие характеристики по оператив-
ности:
-	интервал времени между поступлением ТМИ и отображе-
нием ее на мониторах АРМ ЦУП - не более 30 с;
-	время представления телеметрической информации в ЦУП
в виде документов от момента ее получения НС КИС - не более
10 мин;
-	темп выдачи разовых команд на КА с пульта оператора ЦУП
или НС КИС в автоматическом режиме - не более 2 с, в ручном
-не более 10 с;
-	оперативность расчета КПИ - не более 1 ч;
КА«Кпногпс В» №1. 45	Мъ кд «Кшотс B-IDv
Функциональная схема наземного комплекса управления
352
Глава 11
-	оперативность закладки на борт КА рабочих программ
с учетом географии расположения НС КИС и орбиты КА - не
более 12 ч.
НКУ обеспечивает синхронизацию местной шкалы времени
средств НКУ с бортовым эталоном времени и частоты, а также
проведение операций сверки бортовой шкалы времени со сле-
дующими характеристиками:
-	точностью синхронизации МШВ НС КИС не хуже 100 мкс;
-	погрешностью проведения сверки и коррекции бортовой
шкалы времени КА не хуже 200 мкс.
НКУ обеспечивает организационно-техническими мето-
дами защиту от несанкционированной выдачи разовых ко-
манд и программ управления на КА, а также защиту сетевыми
средствами от несанкционированного доступа к информа-
ции, циркулирующей в НКУ.
Все виды информации, передаваемые на КА и принимаемые
с КА, регистрируются на электронных носителях в ЦУП и НС КИС
с возможностью последующего анализа. НКУ создан для одно-
временного управления орбитальной группировкой из шести КА
типа «Канопус-В». Построение НКУ предусматривает возмож-
ность увеличения состава управляемой орбитальной группи-
ровки путем введения в состав НКУ дополнительных НС КИС и
увеличения аппаратно-программных средств ЦУП.
Центр управления полетом. ЦУП решает следующие задачи:
-	круглосуточное автоматизированное управление полетом
КА и средствами НКУ с целью выполнения ими целевых задач;
-	контроль орбитального положения КА и поддержания па-
раметров орбиты КА с необходимой точностью;
-	планирование работы бортовых и наземных средств
в интересах эффективного выполнения целевых задач КА.
ЦУП обеспечивает свои функции в процессе летных испы-
таний и эксплуатации КА, при выполнении целевой программы
во всех режимах полета КА. ЦУП размещается на площадях
существующего ЦУП-М ФГУП ЦНИИмаш. При этом ЦУП ин-
тегрируется в существующую инфраструктуру ЦУП-М ФГУП
ЦНИИмаш: локальную вычислительную сеть, внутренние и
внешние связи, индивидуальные и коллективные средства
отображения, систему единого времени, комплекс внешних
информационных обменов, рабочие помещения и т. д.
ЦУП состоит из следующих компонентов:
-	аппаратных средств ЦУП на базе ПЭВМ, объединенных ло-
кально-вычислительной сетью;
-	программного обеспечения ЦУП.
Работа ЦУП обеспечивается следующими средствами:
-	средствами связи операторов (внутренней, технологиче-
ской, междугородной);
-	офисным оборудованием;
-	средствами гарантийного и бесперебойного электроснаб-
жения, молниезащиты, освещения, отопления, кондициониро-
вания и т. д.;
-	средствами пожарообнаружения и пожаротушения;
-	средствами обеспечения работы операторов (мебель, жа-
люзи и электробытовые приборы);
-	средствами охраны объекта;
-	зданиями и сооружениями ЦУП.
Аппаратный состав ЦУП для обеспечения выполнения функ-
циональных требований состоит из следующих средств вычис-
лительной и оргтехники:
-	автоматизированных рабочих мест операторов на базе
ПЭВМ с соответствующим специальным программным обеспе-
чением;
-	серверов центральной базы данных;
-	средств локальной вычислительной сети ЦУП;
-	средств документирования коллективного пользования;
-	средств отображения информации коллективного пользо-
вания;
-	средств системы синхронизации времени;
-	средств копирования документов.
Построение ЦУП выполняется исходя из необходимости
проведения одновременных сеансов управления не менее чем
двумя разнотипными КА.
ЦУП делится на следующие сектора:
-	сектор управления: два АРМ (основное и резервное)
управления; два АРМ (основное и резервное) обмена с НС
КИС;
-	сектор оперативного планирования и расчета КПИ - два
АРМ (основное и резервное);
-	сектор навигационно-баллистического обеспечения - два
АРМ (основной с принтером и резервный) для решения задач
БНО управления КА;
-	сектор информационного обмена: АРМ отображения, сер-
веры баз данных, рабочее место администратора сети, сетевое
оборудование;
-	сектор руководства ЦУП - одно АРМ с подключенным
к нему принтером;
-	сектор анализа и диагностики: два АРМ (основное и ре-
зервное) обработки ТМИ, два АРМ (основное и резервное) ана-
лиза обработанной ТМИ;
-	сектор долгосрочного и суточного планирования - два
АРМ (основной с принтером и резервный).
Помимо вышеперечисленных средств, ЦУП оснащается ше-
стью АРМ неоперативного контроля состояния КА и отображе-
ния.
В качестве средств отображения коллективного пользова-
ния используются плазменные панели.
Для обмена информацией внутри ЦУП создается сегмент
ЛВС ЦУП. Сегмент ЛВС ЦУП также используется для обеспече-
ния через МССПД информационного обмена ЦУП с НС КИС и
внешними абонентами. ЛВС строится с использованием спец-
ификации сетей Ethernet со скоростью передачи информации
100 Мбит/с. Ядром ЛВС являются сетевые коммутаторы фирмы
Cisco.
Программное обеспечение ЦУП включает:
-	общесистемное программное обеспечение (ОС, СУБД);
-	общее программное обеспечение (офисные и антиви-
русные программы);
-	специальное программное обеспечение ЦУП, которое,
в свою очередь, включает:
•	комплекс программ планирования полета и формирова-
ния командно-программной информации;
•	комплекс программ долгосрочного планирования;
•	комплекс программ отображения и информационного
сервиса;
•	автоматизированный комплекс программ баллисти-
ко-навигационного обеспечения управления полетом КА
«Канопус-В» (АКП БНО);
353
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
•	комплекс программ обработки и анализа ТМИ;
•	программу взаимодействия с ЦБД;
•	программу обмена ЦУП с внешними абонентами;
•	программу автоматизированного ввода исходных техно-
логических данных;
•	программу оценки точности ИТНП;
•	программу обмена ЦУП с НКПОР-К через ТКУ СОД
ЕТРИС ДЗЗ;
•	комплекс программ расчета параметров (а, е, i, Q, со)
для формирования и поддержания кинематической струк-
туры орбитальной группировки КА в составе «Канопус-В»
№ 1, № 3-6 и «Канопус-В-ИК», передачи их в АКП БНО ЦУП
«Канопус-В» (КП ОГ).
Наземная станция командно-измерительной системы. НС
КИС входит в состав НКУ и предназначена для управления КА,
находящимися на различных орбитах, в т. ч. околокруговой
солнечно-синхронной орбите высотой 510 (±10) км, харак-
терной для КА типа «Канопус-В».
НС КИС обеспечивает работу с КА, оснащенными борто-
вой аппаратурой типа «ТКС-КВ» и решает следующие задачи:
-	прием из ЦУП, хранение и подготовку программ сеансов
связи, в т. ч. начальные условия движения КА, технологиче-
ские данные сеансов связи, программы работы НС КИС;
-	прием из ЦУП, хранение и выдачу на КА (в т. ч.
в транзитном режиме из ЦУП) командной (ФК, СК) и ко-
мандно-программной информации, прием квитанций о ее
прохождении;
-	расчет целеуказаний для работы с КА и их отработку при
работе с КА;
-	вхождение в связь с КА;
-	прием с КА ТМИ, предварительную обработку, хранение,
передачу в ЦУП;
-	формирование сообщений о результатах прохождения ко-
мандной и командно-программной информации и передачу их
в ЦУП;
-	проведение траекторных измерений, предварительную
обработку полученной траекторной информации и передачу ее
в ЦУП;
-	формирование и «привязку» местной шкалы времени НС
КИС к единому времени;
-	проведение сверки БШВ и НШВ, передачу ее результатов
в ЦУП;
-	проведение функционального контроля, формирование
обобщенной информации о состоянии аппаратуры НС КИС и
передачу ее в ЦУП
Система связи НКУ Система связи НКУ включает ССПД и
МССПД и обеспечивает информационный обмен ЦУП с ЦСА КП,
ЦКЭР, с географически разнесенными НС КИС и с внешними
абонентами.
Состав внешних абонентов:
-	единый ЦУП управления разгонными блоками;
-	оператор космического комплекса;
-	сектор главного конструктора.
Система связи НКУ обеспечивает взаимодействие ЦУП
с ЕЦУП РБ в период вывода КА на орбиту с помощью разгонно-
го блока. От ЕЦУП РБ в ЦУП выдается уточненная информация
о фактических параметрах орбиты КА после выведения. В слу-
чае отклонения параметров орбиты КА от расчетной ЦУП пере-
дает уточненные начальные условия движения КА на НС КИС.
Система связи НКУ обеспечивает взаимодействие ЦУП
с Оператором КК, которым является НЦ ОМЗ АО «Российские
космические системы». От Оператора КК поступают программы
работ целевой аппаратуры КА, а от ЦУП Оператору КК поступают
отчеты о передаче на КА необходимой информации, уточненные
начальные условия движения КА и данные о состоянии целевой
аппаратуры КА.
Система связи НКУ обеспечивает взаимодействие ЦУП
с СГК АО «Корпорация «ВНИИЭМ». СГК участвует в управлении
КА, выполняя задачи контроля правильности исполнения про-
граммы полета КА, анализа состояния бортовой аппаратуры КА,
а также разрабатывает рекомендации по выходу из нештатных
ситуаций в случае возникновения таковых на КА.
При обеспечении связи выполняются задачи по передаче
информации следующих видов.
1.	В направлении ЦУП НС КИС передаются:
-	целеуказания для наведения антенн;
-	массивы КПИ, РП, РК/КУ (команд управления НС КИС);
-	директивы для управления НС КИС.
2.	В направлении НС КИС ЦУП передаются:
-	телеметрическая информация;
-	информация функционального контроля;
-	отчеты о выполнении сеансов связи;
-	квитанции о прохождении РК, КПИ;
-	результаты ИТНП.
В направлениях ЦУП <-> НС КИС обеспечивается громкого-
ворящая связь.
354
ГЛАВА 12
4. С. Фадеев
Научно-исследовательский институт
прикладной механики имени академика
В.И.Кузнецова
(филиал ФГУП «Центр эксплуатации
объектов наземной космической
инфраструктуры»)
Гироскопические приборы систем управления
ракетно-космической техники
Предисловие
Статья «Гироскопические приборы систем управления ракет-
но-космической техники» знакомит с историей создания и раз-
вития командных гироскопических приборов, их ролью и значе-
нием в системах управления ракетно-космической техники.
По мнению разработчиков
В.И.Кузнецов.
Дважды Герой
Социалистического Труда.
Лауреат Ленинской и
Государственных премий.
Академик РАН
систем управления, в ракето-
строении системы управления
являются «мозгом и нервами»
объектов техники, а команд-
ные гироскопические приборы
- основными определяющими
чувствительными элементами
инерциальных систем управ-
ления.
Параметры гироскопиче-
ских приборов определяют
важнейшие тактико-техни-
ческие характеристики объ-
ектов ракетно-космической
техники:
- точность стрельбы, бое-
готовность, гибкость примене-
ния, стойкость к механическим
воздействиям, ресурс работы, срок эксплуатации боевых ракет-
ных комплексов;
- точную ориентацию, живучесть, длительность активного
действия космических аппаратов, возможность маневров на ор-
бите и переориентацию орбитальных станций.
Годы, события, разработчики гироскопических
приборов
Гироскопические командные приборы, созданные кол-
лективом НИИ Прикладной механики для систем управления
ракетно-космической техники, обеспечили работу боевых ра-
кет дальнего действия, межконтинентальных баллистических
ракет, ракет-носителей, орбитальных станций, космических
аппаратов.
История института начинается с сентября 1955 г., когда
был образован НИИ гироскопической стабилизации. В1965 г.
он переименован в НИИ прикладной механики, а в 1992 г. он
носит имя академика В.И.Кузнецова. С 2006 г. институт вхо-
дит в качестве филиала в состав ФГУП «Центр эксплуатации
объектов наземной космической инфраструктуры» Госкорпо-
рации «Роскосмос».
НИИ ПМ стал первым в России предприятием, основной
задачей которого являлось создание высокоточных гиро-
скопических командных приборов для систем управления
изделий ракетно-космической техники. Созданные предпри-
ятием комплексы командных гироскопических приборов обе-
спечили приоритет в освоении космического пространства и
надежную защиту Отечества.
За прошедшие годы создано несколько поколений самых
различных гироскопических приборов и систем для балли-
стических ракет, ракет-носителей и космических объектов.
Приборы НИИ ПМ обеспечили выведение на орбиту первого
спутника Земли, полет Юрия Гагарина, стыковку в космосе
кораблей по программе «Союз - Аполлон», облет и фото-
графирование обратной стороны Луны, доставку на Землю
в автоматическом режиме лунного грунта, работу долговре-
355
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
менных орбитальных станции и космических аппаратов раз-
личного назначения.
Разработанные в институте приборы обладают высоки-
ми конструктивными качествами, точностью и надежностью;
имеют уникальные эксплуатационные характеристики -
до 150 тыс. часов непрерывной работы и более 25 лет экс-
плуатации.
В филиале создан ряд чувствительных элементов -
гироскопов и акселерометров (на шарикоподшипниковых,
поплавковых, динамически настраиваемых подвесах),
сейчас это волоконно-оптические и микромеханические,
определяющие облик современных гироскопических при-
боров, маятниковых, струнных, кварцевых акселероме-
тров, а также электронных устройств, отличающихся на-
дежной безотказной работой при экстремальных внешних
воздействиях. Благодаря этому в настоящее время инсти-
тут располагает чувствительными элементами, обеспечи-
вающими создание приборов самого различного назначе-
ния для всех классов движущихся объектов.
Гироскопические приборы на ракетах-носителях и кос-
мических аппаратах эксплуатируются при воздействии ви-
браций, ударов, линейных перегрузок, акустики, невесомо-
сти, вакуума, температуры, радиации.
В настоящее время ведутся работы по созданию малога-
баритных и точных приборов для перспективных космических
аппаратов и станций. В НИИ ПМ выполняются конверсионные
работы с целью использования гироприборов в интересах не-
фтяной и газовой промышленности.
За создание и освоение производства высокоточных
гироскопических приборов для ракетно-космической тех-
ники институт в 1960 г. награжден орденом Ленина; вто-
рой наградой был орден Трудового Красного Знамени,
полученный в 1961 г., третьей - орден Октябрьской Рево-
люции, которым институт отмечен в 1976 г. за успешное
выполнение заданий правительства по созданию специ-
альной техники.
Директором филиала ФГУП «ЦЭНКИ» НИИ приклад-
ной механики имени академика В.И.Кузнецова является
А.С.Фадеев, главным конструктором-А.А.Волынцев.
Гироскопические приборы для ракет дальнего
действия
Первыми ракетами, созданными отечественной промыш-
ленностью в 1949-1950 гг., были ракеты Р-1 с дальностью
полета 300 км и Р-2 с дальностью полета 600 км с гироско-
пическими приборами, практически идентичными немецким
образцам ракеты Фау-2; в ракете Р-2 использовалась комби-
нированная система управления (инерциальная с радиокор-
рекцией). Летные испытания этих ракет подтвердили инфор-
мацию о недостатках ракеты Фау-2 - низкой надежности и
точности.
При разработке в 1953 г. ракеты Р-5 внесены измене-
ния: вместо электролитического интегратора разработки
НИИ-885 применен в качестве измерителя кажущейся скоро-
сти гироскопический датчик-регулятор скорости ДРС (КИ12),
модификации которого использовались в дальнейших раз-
работках систем управления. Кроме этого, разработаны но-
вые конструкции приборов на-
правления - гирогоризонтов и
гировертикантов. В гироскопах
открытый кожух заменен на гер-
метичный, увеличена скорость
вращения и кинетический мо-
мент гиромотора. Ракета Р-5М
устанавливалась на подводных
лодках.
В 1955-1956 гг. начаты ра-
боты по разработке ракеты Р-11
для подводных лодок с дально-
стью полетов 300 км по габари-
там в 2 раза меньше, чем Р-2. На
Вакуумный гиромотор
ИАВ
базе этой ракеты в 1962 г. выпущена улучшенная версия ра-
кета Р-17 (8К14), разработку которой поручили КБ машино-
строения, а систему управления - КБ автоматики. В разработ-
ке принимали участие специалисты Киевского завода имени
Петровского, серийно изготавливали на Томском приборном
заводе. Ракете было присвоено наименование «Скад».
Ракета Р-12 является первой разработкой КБ-586 с даль-
ностью полета 3000 км, с автономной инерционной системой
управления. В комплект гироприборов, кроме гировертиканта
и гирогоризонта, входили датчик-регулятор скорости и гиро-
интегратор с программным механизмом.
Переход на автономную систему управления потребовал
значительного повышения точности гироприборов за счет раз-
работки высокоскоростных вакуумных гироскопов. Введение
амортизаторов исключило влияние вибраций при пуске ракет
из шахты. Ракета Р-12 - ракета средней дальности, которая экс-
плуатировалась 30 лет.
В 1954 г. ОКБ-1 приступило к разработке ракетных
комплексов Р-7 и Р-9 с дальностью полета 10000 км. Для
двухступенчатой ракеты Р-7 (8К71) с четырьмя боковыми
блоками с дальностью полета до 7000 км институтом были
разработаны гироприборы на базе ракет Р-12 и Р-14. Летные
испытания в 1957 г. начались с трех неудачных пусков, все
последующие прошли успешно.
Для ракеты Р-9 был также разработан комплект гиропри-
боров, в которых использовались технические решения, от-
работанные при разработке приборов для ракет Р-12.
Баллистическая ракета Р-7 имела недостатки: большое
время подготовки к пуску; наличие системы радиокоррекции;
использование в качестве окислителя кислорода, что не по-
зволяло использовать ее в шахтных сооружениях.
В ракете Р-9 были аналогичные недостатки, при разра-
ботке были приняты меры для их исключения, для умень-
шения времени готовности был разработан форсированный
разгон гироскопов, устранены утечки кислорода, обеспече-
ние точности попадания было возложено на радиосистему.
Однако при всех улучшениях ракета Р-9 имела ограничения
по эффективности.
На изделиях Р-2, Р-5, Р-11, Р-7, Р-9 использовалась
система управления инерциальная с радиокоррекцией раз-
работки НИИ-885 и приборами разработки НИИ гироскопи-
ческой стабилизации: гировертикантами, гирогоризонтами,
гироинтеграторами и датчиками регулятора скорости, - кото-
рые решали следующие задачи:
356
Глава 12
-	обеспечение полета ракеты в заданную точку;
-	управление стабилизацией по каналам рыскания, вра-
щения и боковым сносом;
-	управление тангажным разворотом;
-	управление кажущейся скоростью.
Гироскопические приборы для систем
управления баллистических
межконтинентальных ракет
стратегического назначения
КБ-586 приступило к разработке ракеты Р-16 в 1953 г.
НИИ прикладной механики, головное предприятие, совмест-
но с КБ-692 в 1957 г. приступил к разработке системы управ-
ления этой ракеты, которая должна была обеспечить без ра-
диокоррекции требуемую точность попадания на расстояние
10000 км. Для решения этой задачи был разработан новый
гироскопический прибор - гиростабилизированная платфор-
ма КИ21-9, которая обеспечила стабилизацию положения
чувствительных элементов (акселерометров), интеграторов и
нуль индикаторов скорости в пространстве с высокой точно-
стью. Измерения угловых отклонений ракеты вокруг центра
масс от заданного положения осуществляли гироблоки, ги-
роинтеграторы и НИСы. Ее работу обеспечивали блоки усили-
телей стабилизаторов, усилителей интеграторов, усилителей
наземной коррекции. ДРС КИ12 измерял скорость центра
масс ракеты. В системе управления использовались датчик
программированных импульсов КИ24, блок усилителей им-
пульсов и счетно-решающий прибор КИ25.
На летных испытаниях в октябре 1960 г. при подготовке
к пуску произошли запуск двигателей второй ступени, затем -
загорание и взрыв ракеты. В этой аварии погибло 92 человека.
В 1962 г. началось проектирование, изготовление и испы-
тание ракеты Р-36 разработки КБ-586 с системой управления
Гироблок КИ99-003
Г^стабилизированная
платформа КИ21-9
КБЭ с ГСП - КИ21-15,
с гироблоками КИ23 и
интеграторами КИ22 на
шарикоподшипниковом
подвесе и остальными
приборами, аналогичны-
ми приборам системы
управления Р-16, а также
ракеты УР-100 - разра-
ботка ОКБ-52 с системой
управления НИИ-885;
комплекс командных ги-
роскопических приборов:
ГСП-КИЮ с поплавко-
выми чувствительными
элементами (гироблока-
ми и гироинтеграторами) СРП КИ25 и блоком обогрева КИ40.
Главный конструктор В.И.Кузнецов считал применение гиропри-
боров на поплавковом подвесе преждевременным.
В 1961 г. ОКБ-586 разработало ракету Р-36 орб. с систе-
мой управления КБЭ и гиростабилизированной платформой
КИЮ-14 на поплавковых гироблоках и гироинтеграторах, ко-
торая устанавливалась на второй ступени, и блоком курсовых
приборов КИ38-2 и интегратором, которые обеспечивали ста-
билизацию моноблочной головы.
В 1967 г. разработчик ракеты УР-100, НПО машиностро-
ения, обратилось с предложением к НИИ-944 разработать,
кроме гироприборов, и систему управления для ракеты
УР-Ю0К. Комплекс командных приборов состоял из гиро-
стабилизированной платформы КИ21-22 с гироблоками и
интеграторами на шарикоподшипниковом подвесе и храни-
теля направления КИ14-1, который обеспечивал требования
мгновенной готовности к работе.
В 1970 г. в НИИ прикладной механики начаты работы по
созданию унифицированной гиростабилизированной плат-
формы КИ21-24А для изделий Р-36М (разработчик - КБ
«Южное») и УР-Ю0Н (разработчик - НПО машиностроения)
с точностью системы управления в 2 раза выше предыдущей,
разработанной для изделия 8К67. В ГСП были применены ги-
роблок и гироинтегратор на шарикоподшипниковом подвесе,
для сокращения времени готовности применен форсирован-
ный разгон гироскопов. Повышение точности было достигну-
то за счет использования в системе управления БЦВМ, кото-
рая позволила учесть погрешности ГСП от уходов гироскопов
при эксплуатации с помощью разработанной дистанционной
системы определения точности.
Газодинамическая опора гироблока
Сферический плавающий гиростабилизатор КИ85-3
357
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
Табл. 1
Командные гироскопические приборы для РВСН и освоения космического пространства
Время эксплуатации	Наименование изделий	Наименование гироскопических при- боров	Система управления Конструктивные особенности	Разработчики СУ
Приборы для ракет дальнего действия				
1949-1952 гг.	Р-1 (8А11)и Р-2 (8Ж38)	ГГ-1, ГВ-1, ИГ-1, ГГ-1М, ГВ-1М	Гироприборы ракеты Р-1 - аналоги ракеты Фау-2. Система управления Р-2 инерциальная с радиокоррекцией	НИИ-885
1952-1956 гг.	Р-5 (8К51)и Р-5М (8К51М)	ГГ-5, ГВ-5, КИ12	Система управления инерциальная с радиокоррекцией, с курсовыми приборами стабилизации и ДРС	НИИ-885
1953-1955 гг.	Р-11 (8К11)	И11-10, ГВ55-5, И22-8	Система управления инерциальная с радиокоррекцией, с курсовыми приборами стабилизации и ДРС	НИИ-885
1953-1988 гг.	Р-12 (8К63)	И11-9, И55-8, И22-8, И12-10	Система управления инерциальная автономная с курсовыми приборами стабилизации, гироинтегратором и ДРС	НИИ-885
1957 г.	Р-14 (8К65)	КИ11-37, КИ55-20, КИ22-36	Инерциальная автономная система управления с курсовыми приборами стабилизации	НИИ-885
1967-1975 гг.	Р-9 (Р-9А)	КИ11-33, КИ55-20, КИ12-28	Система управления инерциальная с радиокоррекцией, курсовыми приборами стабилизации и ДРС	НИИ-885
Приборы стратегических баллистических ракет				
1961-1976 гг.	Р-16 (8К64), Р-16У (8К64У)	КИ21-9, КИ25-2, КИ24- 8, КИ12-25, БУС, БУИ, БУЛИ	Инерциальная автономная система управления с гиростабилизатором КИ21, с электромеханическими СРП, ДЛИ и ДРС	ОКБ-692
1967-1974 гг.	УР-100 (8К84)	КИЮ-13, -21,-22, КИ25-10, КИ40-4	Система управления автономная инерциальная с ГСП и электромехани- ческим СРП. Гиростабилизированная платформа на поплавковых гироблоках. Разработана система за- мера уходов без снятия ГСП с борта	НИИ-885
1966-1978 гг.	Р-36 (8К67)	КИ21-15, КИ25-7, КИ12- 25, КИ24-12, БУС-17М, БУИ-7, БУПИ-7	Автономная инерциальная система управления с ГСП, электромеханиче- скими СРП и приборами аналогового типа, обеспечивала дистанционную предстартовую подготовку, сокра- щение времени готовности за счет форсирования разгона гиромоторов	ОКБ-692
1969-1983 гг.	Р-36 орб. (8К69)	На второй ступени - КИЮ-14, КИ38-2, КИ22- 33, БУС-2, КИ40-4М; На третьей ступени - КИ38-2, КИ22-38	Система управления автономная инерциальная, ГСП с поплавковым ГБ, ГИ, дискретными СРП и ЗУ. Неогра- ниченная дальность, разворот ракет в полете в диапазоне 0-180°. Полет орбитальный ГЧ после отделения на орбите ИСЗ с помощью системы ориентации и стабилизации	КБЭ
358
Глава 12
1972-1994 гг.	РТ-2П (8К98)	КИ10-15А, КИ40-4	Система управления автономная инер- циальная, с ГСП и аналоговыми ги- роприборами. Твердотопливная МБР, ГСП с поплавковыми гироблоками	КБЭ
1971-1979 гг.	Р-36П (8К67П)	Аналог приборов раке- ты Р-36	Система управления автономная инерциальная. Разделяющая головная часть на три блока	КБЭ
1970-1995 гг.	УР-100К (15А20)	КИ21-22, КИ25-10, КИ14-1	Система управления автономная инерциальная с ГСП и электромехани- ческими гироприборами и СРП. Повы- шена точность стрельбы, повышена эффективность преодоления ПРО, хранитель направления обеспечивает прочность при механических воздей- ствиях	КБЭ
1987 г., в 1993 г. работа пре- кращена	«Энергия-Бу- ран» (11 К25)	КИ21-36, БУГ-039	Система управления на базе ГСП и бортового цифрового вычислительно- го комплекса	КБЭ
1974-1982 гг.	Р-36М (15А14) иУР-ЮОН (15А30)	КИ21-24А, БУГ-016	Система управления автономная инерциальная, с ГСП с цифровым выходом. Повышена точность в 2 раза за счет применения БЦВМ и точности работы гироблоков на шарикопод- шипниковом подвесе. Разработана ав- томатическая дистанционная система определения точности, что позволило калибровать ГСП при эксплуатации	КБЭ
1976-1988 гг.	УР-100НУ (15А35) Р-36М УТТХ (15А18)	КИ21-24Б КИ21-24Б, БУГ-035	Система управления автономная инерциальная с БЦВМ и ГСП КИ21-24Б с ГБ повышенной точности на шарико- подшипниковом подвесе с системой оживления опор и цифровым вы- ходом, калибровка и учет параметров ГСП	КБЭ
1983-1990 гг.	Р-36М2 (15А18М)	Гироскопическая платформа КИ86-2, БУГ-048, БПИ, ИДВМ, КИ39-00	Система управления автономная инерциальная с цифровым выходом. ГСП на базе поплавковых гироблоков. Комплекс не имеет аналогов. Уни- кальные характеристики по точности, высокой готовности к старту, ресурсу непрерывной работы в течение срока эксплуатации, калибровка и учет параметров ГСП	КБЭ
Приборы ракет-носителей космических аппаратов				
1957-1965 гг.	Р-7 (8К71, 8К74)	И11-19, И11-1АЗ, КИ55- 9, КИ55-2, И12-6, И12-7	Система управления инерциальная с радиокоррекцией (в первые годы эксплуатации), с курсовыми приборами стабилизации и ДРС	НИИ-885
359
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
1960-1963 гг.	«Молния» 8К78 (ЗМВ)	Приборы для первой и второй ступеней - КИ11- 19А, КИ55-18, КИ55-19, КИ12-21, КИ12-24, КИ22-20-2. Прибор для блока «И» - КИ12-23. Приборы для блока «Л» -КИ55-19А, КИ11-24, КИ22-20-2. Приборы, обеспечивающие работу объектов, - КИ27-1, КИ00-13, КИ00-20, КИ11-24, КИ22-20-7, КИ22-30А, КИ37-1	Система управления инерциальная, с курсовыми приборами стабилизации, ДРС и гироинтеграторами	НИИ-885
1960-1963 гг.	«Восток» 8К72	КИ11-29, КИ55-11, И22- 8, КИ12-18	Система управления инерциальная, с курсовыми приборами стабилизации, гироинтегратором и ДРС	НИИ-885
1965 г.	11А511У	КИ11-19, КИ11-19-ЗА, КИ11-34, КИ11-34-ЗА, КИ55-18, КИ55-18-ЗА, КИ55-21, КИ55-21-ЗА, КИ12-28, КИ12-16-13, КИ12-17-11, КИ12-16-6, КИ12-16-11, КИ12-16-12, КИ12-17-12, КИ28-6	Система управления инерциальная с курсовыми и электромеханическими приборами. С1966 г. по настоящее время осуществляются пилотируемые полеты и доставка грузов на орбитальные станции	НИИ-885
1960-1963 гг.	8К78Л	Приборы модуля «Л» - КИ21-9, КИ22-40Б	Система управления инерциальная с курсовыми приборами стабилизации. С помощью ГСП осуществлялось управление доразгонным блоком, коррекция траектории вокруг Луны и посадка модуля на Луну	НИИ-885
1967-1969 гг.	«Циклон-2» (11К68)	КИ21-18, КИ40-4	Система управления автономная инерциальная с ГСП, электронными дискретными СРП и ЗУ	ОКБ-692
1977 г.	«Циклон-3» (11К69)	КИЮ-20, КИ40-4	Система управления автономная инерциальная с ГСП и электронными дискретными СРП и ЗУ	КБЭ
1964 г.	8А92М	КИ11-30, КИ11-36, КИ55-18, КИ55-19, КИ22-20-2, КИ12-24, КИ12-21, КИ12-22	Система управления инерциальная, с курсовыми приборами стабилизации и аналоговыми приборами. Запуск специальных объектов 11Ф614, 11Ф619, «Метеор-1 М», «Янтарь»	НИИ-885
2000 г.	«Рокот»	Гироскопическая платформа КИ45-7	Система автономная инерциальная, полностью цифровая. ГСП на базе ДНГ, поплавковый интегратор. ДНГ и кварцевый акселерометр применены впервые	КБЭ
Примечание:
КБЭ - КБ электроприборостроения
Наименование приборов и шифров:
-	гирогоризонты - ГГ, И11, КИ11;
-	гировертиканты - ГВ, И55, КИ55;
-	гироинтеграторы - ИГ, КИ22;
-	датчики регуляторы скорости - КИ12;
-	счетно-решающие приборы - КИ25;
-	гироскопические платформы - КИ21, КИЮ;
-	орбитанты - КИОО.
360
Глава 12
В1976-1985 гг. институтом был разработан комплекс ко-
мандных приборов для систем управления ракет Р-36МУТТХ
(КБ «Южное») и УР-100НУТТХ (НПО машиностроения) с ГСП
КИ21-24Б, гироблоками и интеграторами повышенной точно-
сти на шарикоподшипниковом подвесе. Система оживления
опор гиромоторов позволила уменьшить погрешность от ухо-
дов, а оптимальное расположение - компенсировать уход от
разбалансировки.
В 1983-1990 гг. институтом был разработан комплекс
командных приборов для систем управления (разработчик -
КБЭ) для ракеты Р-36М2 (разработчик - КБ «Южное») на
основе ГСП КИ86-2 с электронными блоками, инерционного
датчика временных меток и прибора КИ45-5 для головной
части
Система управления - цифровая на базе ГСП на поплав-
ковых гироблоках и интеграторах, с непрерывным режимом
работы в течение всего периода боевого дежурства. Этот ре-
жим работы был обеспечен гироприборами с чувствительны-
ми элементами с использованием газодинамической опоры и
магнитного центрирования. Новые технические решения по-
зволили учитывать при калибровке около 50 параметров ГСП,
влияющих на точность и надежность.
Изделия Р-16, Р-36, Р-36А эксплуатировались с моно-
блочными головными частями, изделия Р-36М, Р-36МУТТХ,
УР-100Н, УР-100НУТТХ, Р-36М2 - с управляемыми головны-
ми частями и блоками индивидуального наведения.
В 1981 г. институту были поручена разработка и созда-
ние гироскопического командного прибора нового класса
- сферического плавающего гиростабилизатора. Работы
велись по отраслевой целевой программе - теме «Спин»,
по которой был разработан СПГ КИ85-3, обеспечивающий
повышение точности, длительный режим эксплуатации
с сохранением стартовой системы координат, непрерыв-
ную «нулевую» готовность к пуску при работе по цели
в азимуте ±180 угловых градусов, автономное определе-
ние азимута с высокой точностью. При лабораторных ис-
пытаниях эти требуемые параметры были подтверждены,
однако натурные испытания созданного прибора не были
проведены из-за отсутствия финансирования.
Гироскопические приборы при работе в системах управления
на основе гироскопических приборов с использованием гироста-
билизирующих платформ решают следующие задачи:
1.	Ракеты с неуправляемой головной частью:
-	обеспечение попадания ракеты в точку прицеливания;
-	стабилизацию углового положения ракеты в полете пер-
вой, второй ступеней и ступени с головной части;
-	управление полетом.
2.	В случае ракеты с управляемой головной частью:
-	три задачи, ранее названные;
-	управление разведением каждого блока с обеспечением
заданной точности попадания.
Гироскопические приборы для ракет-носителей
При работе в системе управления в ракетах-носителях ги-
роприборы решают задачи:
-	выведения полезного груза на орбиту искусственного
спутника Земли;
-	обеспечения заданной точности выведения на орбиту;
-	стабилизации углового движения PH;
-	управления полетом PH.
К1958 г. для системы управления PH «Восток-ЗА», пред-
назначенной для выведения на околоземную орбиту кос-
мического корабля с человеком на борту, институтом были
разработаны гирогоризонт КИ11-29, гировертикант КИ55-11,
два датчика регулятора скорости КИ12-18, КИ12-19 (для пер-
вой и второй ступеней), гирогоризонт И11-15, гировертикант
КИ55-16, датчик регулятора скорости КИ12-20, три интегра-
тора И22-8, гироорбитант КИ00-8 и блок свободных гироско-
пов КИ27-1 на третьей ступени.
Модификация ракеты Р-7 - PH 11А511У - с 1965 г. до се-
годняшних дней используется для выведения в космос пило-
тируемых кораблей «Союз» и грузовых кораблей «Прогресс»
(проведено более 200 полетов космических кораблей). Раке-
тами-носителями «Космос», «Космос-2», «Циклон-2», «Ци-
клон-3» выведено на орбиту более 1000 космических объек-
тов («Космос», «Молния» и др.).
С 1960-х гг. начались полеты космических аппаратов на
Луну с использованием ракеты «Молния» 8К78М, для кото-
рой была разработана четвертая ступень (блок «Л») с при-
борами КИ55-25, КИ21-19, КИ00-12 и КИ22-40.
С1963 по 1987 г. на базе действующих ракет с системами
управления разработки ОКБ-692 и приборами НИИ ПМ были
созданы космические ракетные комплексы: «Космос», «Ин-
теркосмос» К11К63 - на базе ракеты Р-12; «Восход», «Кос-
мос-2» К11К65 - на базе ракеты Р-14; «Циклон-2» К11К69,
«Циклон-3» К11К68 - на базе ракеты Р-36; «Рокот» - на
базе ракеты УР-100Н; «Стрела» - на базе ракеты УР-100Н;
«Днепр» - на базе ракеты Р-36М УТТХ.
В1974 г. в РКК «Энергия» началась разработка тяжелой ра-
кеты-носителя «Энергия» с многоразовым кораблем «Буран».
На ракете-носителе «Энергия» были установлены три гироста-
билизированные платформы КИ21-36М и три блока БУГ-039
разработки института, которые обеспечивали управление дви-
жением на активном участке полета и точное выведение на за-
данную орбиту. Все испытания, подготовку к полету приборы
прошли без замечаний с большим запасом по точности и на-
дежности. Несмотря на успешные летные испытания ракеты-но-
сителя «Энергия», это направление с 1990 г. было закрыто.
Для ракеты носителя «Рокот» (разработчик - ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева) в 1990 г. институтом была разработана ГСП
КИ45-7, впервые использована трехколенная схема карданного
подвеса, позволяющая проводить развороты платформы на
большие углы, малогабаритные чувствительные элементы на
основе динамически настраиваемых гироскопов и кварцевых
акселерометров на упругом подвесе. Ракета «Рокот» использу-
ется в настоящее время для запусков космических аппаратов.
Гироскопические приборы для космических
аппаратов и орбитальных станций
Для пилотируемых космических кораблей «Восток» были
разработаны гироорбитант КИ00-8, блок свободных гироско-
пов КИ27-1 и интегратор КИ22-8, которые решали вопросы
стабилизации при полете на орбите и спуске космического
корабля «Восток-ЗА». Для системы аварийного спасения ко-
361
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
Трехосный
гиростабилизатор КИ21-36
Акселерометры
Чувствительный элемент
гиростабилизатора КИ45-7
рабля на начальном участке
траектории был разработан
прибор КИ00-11.
С 1971 по 1974 г. для
системы ориентации и
управления движением
космических кораблей
«Союз» и «Прогресс» на
орбите, а также для си-
стем управляемого спуска
космонавтов с орбиты и
аварийного спасения был
разработан целый ряд на-
дежных и высокоточных ги-
роскопических приборов и струнных акселерометров КИ38-1,
KI/I22-40, КИ27-2, КИ00-18, КИ00-14Б, для системы спасения
КК - блок вибрационно-струнных акселерометров КИ68-1.
Другое направление космической деятельности - созда-
ние межпланетных аппаратов. В1960 г. начались работы в НПО
им. САЛавочкина по созданию космического аппарата, пред-
назначенного для исследования поверхности Луны (программы
Е8-5, Е-8). Комплекс гироскопических командных приборов обе-
спечивал выдачу информации о параметрах движения аппарата
на всех этапах его полета к Луне.
Было осуществлено 20 полетов межпланетных станций
«Луна», которые:
-	сфотографировали обратную сторону Луны;
-	осуществили посадку спускового аппарата АМС;
-	доставили аппараты «Луноход 1» и «Луноход 2» на
Луну. «Луноход 1» работал на Луне более 300 дневных суток;
Космический корабль «Восток»
-	осуществили забор грунта и доставку лунного грунта на
Землю;
-	создан искусственный спутник Луны.
Было проведено 12 полетов межпланетной АМС «Венера»,
5 полетов на Марс. Для полетов на Марс использовались при-
боры КИ00-21, КИ00-21А, на Венеру-КИ55-25, КИ00-12Х, КИ22-
40Б, КИ22-41, К021-19, на комету Галлея - АСП-Г, БУГ-037. Для
автоматической станции «Марс-6» институтом был разработан
блок датчиков угловых скоростей для программного наведения
и стабилизации стерео-видео-спекгрометрического комплекса
«АрГУС».
В начале 1970-х гг. началось исследование космическо-
го пространства с помощью долговременных орбитальных
станций. ОКБ-1 создает серию орбитальных станций «Салют»
с гироприборами НИИ ПМ: свободные гироскопы КИ38-1, ги-
роинтеграторы КИ22-40, струнные акселерометры КИ68-1 для
исследования околоземного пространства и планет в научных
целях, а НПО машиностроения - станцию «Алмаз» и транс-
портный корабль снабжения к нему. Гироприборы для станции
«Салют» обеспечивали
стабилизацию станции,
контроль разворотов
в любую точку сферы,
а также выдачу тормоз-
ного импульса, в т. ч. на
участке управляемого
спуска. Для управле-
ния станцией «Алмаз»,
транспортным кораблем
снабжения и возвращае-
ГИВУСКИ34-2А
Электронный блок и блок струнных акселерометров
362
Глава 12
мым аппаратом институтом в 1971 г. был разработан комплекс
гироприборов: КИ21-29, КИ41-1, КИ22-36А, КИ00-14Б, КИ22-
46Н, БУИ-6, БЭ-026, БПИ-066.
В начале 1980-х гг. НПО «Энергия» создает орбитальную
станцию «Мир». Для системы управления ориентацией и ста-
билизацией станции были разработаны приборы: гироскопи-
ческие измерители вектора угловой скорости КИ34-2А на по-
плавковых гироблоках, КИ99-110, блок питания БП-163 и блок
струнных акселерометров КИ68-100. Прибор КИ34 на станции
«Мир» безотказно и непрерывно отработал ресурс 15 лет и
показал рекордную точность. Это явилось основанием для
применения гироскопических измерителей вектора угловой
скорости КИ34-2А на МКС с 1992 г., а КИНД 34-020, 020-01 -
с 2001 г. На станции «Мир» гироприборы обеспечивали точное
наведение и удержание заданной ориентации, управление дви-
жением при коррекции орбиты.
В 1985-1988 гг. в рамках проекта «Венера - Комета Гал-
лея» для АМС «Вега-1» институтом совместно с ИКИ АН СССР
разработана автоматическая стабилизированная платформа
с установленными на ней научными приборами слежения за
кометой и изучения ее состава АСП-Г. АМС «Вега-1» пролета-
ла на расстоянии 8000 км от кометы Галлея.
В середине 1990-х гг. был разработан новый бесплат-
форменный прибор для систем ориентации КА - гироскопи-
ческий измеритель вектора угловой скорости на поплавковом
гироблоке КИНД99-003, на основе которого были разработа-
ны ГИВУСы КИНД34-020 и КИНД34-027 с повышенными точ-
ностными характеристиками (точность измерения на уровне
тысячной доли градУч) с ресурсом не менее 10 лет. С конца
1990-х гг. они продолжают работать в системе управления
30 российских космических аппаратов, таких как «Ямал-100»,
«Ямал-200», «Экспресс-AM», «Экспресс-МД», «Спектр-Р»,
«Элекгро-Л» и др.
В 2000 г. институтом разрабатывается система измере-
ния скорости для КА «Кобальт-М», «Ресурс-ДК» (разработчик
- ЦСКБ «Прогресс») на вибрационных струнных акселероме-
трах КИ28. С начала 2000-х гг. разрабатываются бесплат-
форменные с уменьшенными габаритами среднего класса
точности приборы на базе динамически настраиваемых гиро-
АМС «Вега-1»
скопов. Используются два типа ДНГ: на шарикоподшипниках
и газодинамической опоре. Первые приборы рассчитаны на
эксплуатацию до 5 лет, а вторые - на 10-15 лет.
Институтом разработаны волоконно-оптический гиро-
скоп и, на его базе, малогабаритный ГИВУС, который эксплу-
атируется в составе спускаемого аппарата КА «Союз-ТМА».
Гироскопические приборы КИНД34-020, КИНД34-027,
КИНД34-064, КИНД34-067 и их модификации, прецизионные,
разработанные на базе гироблоков с гиромоторами на газоди-
намическом подвесе, имеют массу 12-14 кг и обеспечивают точ-
ностные характеристики 0,001-0,003 градУч.
Гироскопические измерители вектора угловой скорости
КИНД34-020 (-01), КИНД34-064(-067) используются в си-
стемах управления ориентации и стабилизации космиче-
ских аппаратов МКС, «Ямал-101, -102, -201, -202», «БелКА»,
14С022, EgyptSat (разработки РКК «Энергия»), «Спектр-Р»,
«Электро-Л 1, -Л2, -ЛЗ», «Спектр-РГ», 71X6 (разработки НПО
им. САЛавочкина), KazSat, «Экспресс-МД1, -МД2» (разра-
ботки ГКНПЦ им. М.В.Хруничева).
Приборы КИНД34-027 (-027-01) используются на КА Sesat,
«Экспресс-АМ22, -АМ11, -АМ1, -АМ2, -АМЗ, -АМЗЗ, -АМ44»,
17Ф15М, 14Ф136,14Ф31,14Ф141 (разработки ОАО «ИСС им. Ре-
шетнева»). Приборы КИНД34-064(-067) используются на МКС,
на КА «Спектр-УФ», «Спекгр-М», «Электро-М», «Элекгро-ВО»,
«Гамма-400».
Приборы КИНД34-040, КИНД34-032, КИНД34-038,
КИНД34-052, КИНД34-057 - малогабаритные, на базе
ДНГ с газодинамическими опорами гиромотора, имеют
массу 6 кг и обеспечивают точностные характеристики
0,05-1 градУч. Приборы КИНД34-040 используются на КА
«Глонасс-К», 14Ф31, 14Ф141, «Луч-5А, -5Б, -5В», К762В,
Система измерения приращения скорости СИПС
Вибрационный струнный акселерометр КИ28-7
363
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
Табл. 2
Создание коллективом НИИ ПМ гироскопических приборов для освоения
космического пространства (для КА и ОС)
Вре- менной интервал	Наименование космических аппаратов и орбитальных станций	Наименование гироскопических приборов	Назначение	Разработчики КАиСУ
Приборы для космических аппаратов				
1961 г.	КК «Восток»	КИ27-1, И22-8, КИ00-8, КИ00-11	На космическом корабле «Восток» осуществлен первый пилотируемый полет Ю.АГагариным. Гироприборы обеспечивали стабилизацию и ориентацию космического аппарата на орбите и ориентацию при сходе с орбиты и при движении на управляемом спуске на Землю, а также ис- пользовались в системе аварийного спасения при нештатных ситуациях на старте	ОКБ-1
1963 г.	КА «Зенит-2», КА «Зенит-4»	КИ00-9, КИ25-8, КИ11-25, И22-8, КИ27-1	Приборы обеспечивали стабилизацию косми- ческих аппаратов специального назначения на орбите	ЦСКБ «Про- гресс»
1963 г.	КК «Восход»	КИ00-8, КИ27-1, И22-8, КИ00-11	На космическом корабле «Восход» осуществлены: - пилотируемые полеты трех космонавтов; - первый выход человека планеты Земля в косми- ческое пространство. Гироприборы обеспечивали стабилизацию и ориентацию космического аппарата на орбите и ориентацию при сходе с орбиты и при движении на управляемом спуске на Землю, а также ис- пользовались в системе аварийного спасения при нештатных ситуациях на старте	ОКБ-1
1965 г.	КК «Союз»	КИ00-11, КИ22-40, КИ68-1, КИ27-2, КИ00-14Б	Космическим кораблем «Союз» проведено с 1965 г. более 100 пилотируемых полетов космо- навтов и стыковок с МКС. Гироприборы обеспечивали стабилизацию и ориентацию космического аппарата на орбите и ориентацию при сходе с орбиты и при движении на управляемом спуске на Землю, а также ис- пользовались в системе аварийного спасения при нештатных ситуациях на старте	РКК «Энер- гия»
2004 г.	КК «Союз- ТМ»	КИНД34-062	Работает в системе аварийного спасения	РКК «Энер- гия»
1974- 1980 гг.	КА «Фотон», КА «Бион»	КИ00-13, КИ27-1	Космические аппараты использовались для науч- ных целей. Приборы обеспечивают стабилизацию космических аппаратов	ЦСКБ «Про- гресс»
1974- 1980 гг.	КА «Метеор»	КИ22-34, КИ00-22	Космические аппараты использовались для метеорологических целей. Приборы обеспечивают стабилизацию космических аппаратов	ВНИИ
1980- 1990 гг.	КА «Араке», КА «Океан», КА 71X16	КИ34-ЗА, КИ34-3, КИ34-6А	Космические аппараты специального назначения. Гироприборы обеспечивают стабилизацию КА	НПО им. Лавочкина
364
Глава 12
1980- 1990 гг.	КА 73Д6	КИ00-20	Космические аппараты специального назначения. Гироприборы обеспечивают стабилизацию КА	НПО им. Лавочкина
Приборы для орбитальных станций				
1971- 1982 гг.	ОС «Салют»	КИ38-1В, КИ22-40, КИ28-101, КИ68-101	Запущены станции «Салют-1» - «Салют-7» для исследования околоземного пространства и для научных целей. Гироприборы обеспечивали ста- билизацию и ориентацию, контроль разворотов, управление движением при тормозном импульсе и управляемом спуске	РКК «Энергия»
1991 г.	ОС «Алмаз»	БЭ-026, КИ00-19, КИ21-29, КИ22-46Н, БПИ-066. Приборы корабля снабжения 7КТ: КИ27-2, КИ38-1, КИ22-40, КИ00-11	ДОС специального назначения. Приборы обе- спечивают стабилизацию, точное наведение, удержание ориентации, управление движением при коррекции орбиты	НПО машино- строения
1986 г. 1987 г. 1989 г. 1990 г.	ОС «Мир»: Базовый блок Модуль «Квант-1» Модуль «Квант-2» Модуль «Кри- сталл»	КИ34-2А, БП-163, КИ68-100, БПИ-027	Гироскопический измеритель вектора угловой скорости КИ34-2А используется в бесплатфор- менной системе высокоточной ориентации стан- ции «Мир». Приборы отработали двойной ресурс (15 лет), обеспечивают стабилизацию, точное наведение и удержание ориентации, управление движением при коррекции орбиты	РКК «Энергия»
Исследование планет				
1959- 1976 гг.	Полеты АМС кЛуне	КИ21-19, КИ00-12, КИ55-25, КИ22-40	Проведено 24 полета АМС: «Луна 1»- «Луна 24». Приборы СУ управляли посадкой на Луну (1965 г., 1966 г., 1971 г.), доставкой луноходов (1970 г., 1973 г., 1974 г., 1976 г.). Забор, доставка лунного грунта на Землю (1970 г., 1972 г., 1976 г.)	НПО им. Лавочкина
1961- 1983 гг.	Полеты АМС на Венеру	КИ55-25, КИ22-40Б КИ22-41, КИ21-19, КИ00-12Х	Проведено 12 полетов АМС «Венера»	НПО им. Лавочкина
1962- 1974 гг.	Полеты АМС на Марс	КИ00-21, КИ00-2А	Совершено 5 полетов АМС: «Марс 1» - «Марс 5», гироприборы обеспечили стабилизацию в полете и посадку станций в 1971 и 1974 гг.	НПО им. Лавочкина
1986 г.	Полет АМС к комете Галлея	АСП-Г, БУГ-037	АМС прошла на расстоянии 8800 км от кометы	НПО им. Лавочкина
Табл. 3
Гироприборы нового поколения (разработки и изготовления НИИ ПМ 2000-2017 гг)
для космических аппаратов
Год разработки	Наименование гироприборов	Наименование изделия	Назначение	Разработчики КАиСУ
2000 г.	Система измерения прира- щения скорости 14М208	«Кобальт-М», «Ресурс-ДК»	Выдача информации в систему управления при изменении параме- тров орбиты	ЦСКБ «Про- гресс»
365
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
1999 г.	Гироскопический изме- ритель вектора угловой скорости КИНД34-020, КИНД34-020-01	«Ямал-100», МКС, «Ямал-200» (2 КА), KazSat, «Электро-Л» (3 КА), «Спектр-Р», «Спектр-РГ», «Арктика-М» (2 КА), 71X6, 14С022 (6 КА), EgyptSat, МФКС	Высокоточное управ- ление ориентацией и стабилизация КА	РКК «Энергия»
2016 г.	Гироскопический изме- ритель вектора угловой скорости КИНД34-020-02	КА EgyptSat	Высокоточное управ- ление ориентацией и стабилизация КА	РКК «Энергия»
2000 г.	Блок инерциальный гиро- скопический КИНД34-027, КИНД34-027-01	Sesat, «Экспресс-AM» (5 КА), «Глобус» (3 КА), «Гарпун» (2 КА), ГЕО-ИК-2 (3 КА)	Высокоточное управ- ление ориентацией и стабилизация КА	РКК «Энергия»
2006 г.	Малогабаритный блок из- мерения угловой скорости КИНД34-040	ГЕО-ИК-2 (3 КА), «Экспресс-АМ» (3 КА), «Экспресс-АТ»(2 КА), «Глонасс-К» (2 КА), «Луч-5» (3 КА), «Ямал-ЗООК», 762В, AMOS-5, Telkom-3, Lybid, KazSat-3	Управление ориентаци- ей и стабилизация КА	ОАО «ИСС им. Решетне- ва»
2008 г.	Бесплатформенный измерительный блок КИНД34-057	Перспективные разгонные блоки и ракеты-носители	Стабилизация и выдача информации в систему управления корабля	Собственные средства
2010 г.	Бесплатформенный измерительный блок КИНД34-059-01	«Глонасс-К», 14Ф143	Стабилизация КА	ОАО «ИСС им. Решетнева»
2010 г.	Гироскопический измеритель вектора угло- вой скорости КИНД34-062	КК «Союз-ТМА»	Выдача информации в аварийную систему спасения	РКК «Энергия»
2009 г.	Гироскопический изме- ритель вектора угловой скорости КИНД34-064	КА «Спектр-УФ»	Управление ориентаци- ей и стабилизация КА	ОКБ «Марс»
2010 г.	Гироскопический изме- ритель вектора угловой скорости КИНД34-067	«Спектр-УФ», «Спектр-М», «Электро-М», «Электро-ВО», «Гамма-400»	Управление ориентаци- ей и стабилизация КА	НПО им. Лавоч- кина
2010 г.	Блок датчиков угловых скоростей КИНД34-070	Перспективные разгонные блоки и ракеты-носители	Стабилизация и выдача информации в систему управления аппарата	Собственные средства
2014 г.	Бесплатформенная гироскопическая система ориентации КИНД34-072	Перспективные малые КА	Стабилизация и выдача информации в систему управления аппарата	НПО машино- строения
2015 г.	Инерциальный измерительный прибор КИНД34-073	Перспективная транспорт- ная система «Федерация»	Стабилизация КА	РКК «Энергия»
2018 г.	Гироскопический изме- ритель вектора угловой скорости КИНД34-077	КА «Федерация»	Стабилизация КА	РКК «Энергия»
2017 г.	Гироскопический изме- ритель вектора угловой скорости КИНД34-081	Гироприбор на волоконных гироскопах. Перспективный прибор	Стабилизация КА	Роскосмос
366
Глава 12
2018 г.	Бесплатформенный измерительный блок КИНД34-085	Перспективный разгонный блок PH «Союз-5»	Стабилизация и выдача информации в систему управления	НПО автоматики, г. Екатеринбург
2004 г.	Гироскопический изме- ритель вектора угловой скорости КИНД34-052	Автономный космический буксир «АКБ-Днепр-1»	Стабилизация и выдача информации в систему управления	Собственные средства
2013 г.	Бесплатформенный инерциальный блок БР-400 КИНД34-071	Управляемый ракетный снаряд «Торнадо»	Система управления движением	Собственные средства
2003 г.	Блок разведения КИНД34- 038	КА «Прорыв»	Система управления движением	РКК «Энергия»
Волоконно-оптический
гироскоп КИНД11-240
ГИВУС КИНД34-062
ГИВУС КИНД34-040
БИБ КИНД34-057
367
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
К712, «Экспресс-АМ5, -АМ6, -АМ8», «Экспресс-АН, -АТ2»,
«Ямал-ЗООК», Amos-5, Telkom-3, Lybid, KazSat-З (разработки
ОАО «ИСС им. Решетнева»).
Для перспективных космических аппаратов разработан
бесплатформенный инерциальный блок КИНД34-057 для
применения в инерциальных и интегрированных навигацион-
ных и измерительных системах изделий космической техни-
ки для определения параметров угловой ориентации и векто-
ров кажущейся линейной и угловой скоростей.
Приборы КИНД34-059, КИНД34-081, КИНД34-085 - пре-
цизионные, на базе волоконно-оптических гироскопов, име-
ют массу до 13 кг и обеспечивают точностные характеристики
0,015-0,003 градУч; приборы КИНД34-062, КИНД34-077 - на-
вигационные, с характеристиками 0,5-0,003 градУч, вес -
до 4 кг.
Ресурс разработанных приборов - от 100000 до 150000 ч,
приборов на ДНГ с шарикоподшипниковым подвесом -
30000 ч.
Для перспективных космических аппаратов разработан
бесплатформенный инерциальный блок КИНД34-059 для
применения в инерциальных и интегрированных навигацион-
ных и измерительных системах изделий космической техни-
ки для определения параметров угловой ориентации и векто-
ров кажущейся линейной и угловой скоростей.
Успешная исследовательская работа коллектива НИИ
прикладной механики была бы невозможна без творческой
работы руководителей, специалистов, инженерно-техниче-
ских работников, внесших вклад в развитие ракетно-косми-
ческой отрасли. Первым главным конструктором, прорабо-
тавшим в институте более 40 лет, был В.И.Кузнецов - человек
высокой культуры и интеллигентности, обладающий каче-
ством организатора, создавший коллектив соратников. Его
научные и технические идеи нашли практическое примене-
ние, обеспечили создание и развитие гироскопического при-
боростроения в ракетно-космической отрасли.
Главным конструктором в 1989 г. был назначен
И.Н.Сапожников, долгие годы проработавший заместителем
главного конструктора, принимавший участие в разработке
комплексов гироприборов для изделий от Р-5 до Р-36М2,
космических аппаратов и станций от КА «Восток», станций
БИБ КИНД34-059
Слева направо: С.А.Афанасьев, В.ВЛапшин, Б.В.Бальмонт,
5-й - В.И.Кузнецов, 6-й - В.П.Кочетков, 7-й - А.А.Байков
«Салют», «Мир», МКС. Координировал работу со смежными
организациями, создателями СУ, предприятиями серийного
производства на заводах-изготовителях гироприборов.
С 1996 по 2004 г. директором института и главным
конструктором работал А.П.Мезенцев. Это были годы раз-
вала Советского Союза, при нем произошло обвально-
резкое сокращение работ по оборонной и космической
тематикам.
В дальнейшем, с 2005 г., главным конструктором работа-
ет А.А.Волынцев, который с 2010 по 2013 г. руководил инсти-
тутом. Под его руководством и при его участии институтом
были созданы космические аппараты нового поколения (от
КИНД34-020 до КИНД34-081), созданы чувствительные эле-
менты на базе волоконно-оптических гироскопов.
Директорами института работали А.К. Баулин (1955-
1956 гг.), Э.И.Эллер (1956-1959 гг.), К.И.Михайлов
(1959 1963 гг.), Н.А.Пилюгин (1963-1965 гг.), В.И.Кузнецов
(1965-1966 гг.), А.А.Байков (1966-1990 гг.), Ю.С.Сарымов
(1990-1996 гг.). С 2004 по 2010 г. директором института рабо-
тал В.П.Крехтунов, одновременно работавший заместителем
генерального директора ФГУП «ЦЭНКИ». В 2006 г. произо-
шло присоединение НИИ ПМ к ФГУП «ЦЭНКИ». Это событие
стало началом работ по дальнейшему совершенствованию
технического уровня и качества работ института.
С 2013 по 2018 г. институтом руководил Д.Г.Денискин.
С 2018 г. институт возглавил А.С.Фадеев, продолжаются
работы по созданию и изготовлению гироприборов для систем
управления космических аппаратов, ракет-носителей и раз-
гонных блоков, сопровождению эксплуатации и продлению
гарантийных сроков и ресурса комплектов приборов по боевой
тематике (15А35,15А18,15А18М).
Научно-техническими подразделениями руководили:
-	академик А.Ю.Ишлинский - разработчик теории исполь-
зования гироскопических приборов в ракетно-космической
технике, Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской
премии;
-	Н.В.Маркичев - начальник отделения по разработке
конструкторской документации гироприборов, Герой Социа-
листического Труда, лауреат Ленинской премии;
368
Глава 12
И.Н.Сапожников
В.А.Потапенко
В.И.Решетников
ВЛКрехтунов
А.С.Фадеев
-	З.М.Цециор - начальник
отделения по разработке ГСП,
заместитель главного конструк-
тора, Герой Социалистического
Труда, лауреат Ленинской пре-
мии;
-	Д.К.Радкевич - начальник
отдела разработки гироприбо-
ров, Герой Социалистического
Труда;
-	О.Ю.Райхман - начальник
отдела ГСП, лауреат Ленинской
премии;
-	МЛ.Еффа - начальник от-
деления гиромоторов чувстви-
тельных элементов, лауреат
Ленинской премии;
Награждение в честь полета ЮА.Гагарина и за разработку изделия 8К64. 1961 г.
Слева направо, 1-й ряд: АААпрелев, АА.Розанов, Г.В.Кузнецова, Б.Е.Бутома,
В.Н.Третьяков.А.Ю.Ишлинский, З.М.Цециор, Н.В.Маркичев, СД.Голубев, С.Ф.Комаров,
Д.К.Радкевич.
2-й ряд: М.И.Меркулов, М.С.Светлова, ВАЗиненко, Г.М.Шумова, Л.К.Демидова,
А.К.Мамонов, Н.П.Тараканова, А.А.Цаплов, ДАСафронов, С.М.Вязов, ВЛПетелин,
В А.Ефимов, И.Н.Сапожников, М.Н.Жималенков, Р.В.Горчилин.
3 ряд: Л.Н.Кудрявцева, Н.И.Жаровцев,А.М. Катков, В. В.Масло в, К.ГБюнау, В.И.Кузовков,
А.П.Потапов, МА.Марков, И.НДанский, Н.ТАндреев, А.П.Сухопаров, Б.Н.Рыдзевский,
ВАЛоспелов, И.М.Нуждин
369
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
-	А.А.Лапин - начальник отделения по разработке кон-
структорской документации ГСП для УР-100К и др., лауреат
Ленинской премии;
-	Н.Д.Махотин - начальник отделения по разработке
аналоговых и цифровых электронных устройств, электро-
механических элементов, лауреат Ленинской премии;
-	ААКолесников - начальник отделения по разработке
ГСП, для ракетных комплексов Р-36М2, «Энергия», «Рокот»,
лауреат Ленинской премии;
-	В.И.Решетников - заместитель генерального директора
по науке - заместитель главного конструктора, лауреат Ле-
нинской премии;
-	Н.Н.Хлыбов - начальник лаборатории, разработчик ДРС,
лауреат Ленинской премии;
-	Г.И.Зевин - начальник лаборатории по разработке
электромеханических элементов, лауреат Государственной
премии;
-	С.Ф.Комаров - начальник отдела по разработке конструк-
торской документации гироприборов для ракет дальнего дей-
ствия, лауреат Государственной премии;
-	Г.Г.Геонджиан - начальник отдела по разработке гиро-
интеграторов для ракет дальнего действия, лауреат Государ-
ственной премии;
-	В.П.Кочетков - руководитель группы, разработчик ГСП
для ракеты 8К69, лауреат Государственной премии;
-	В.А.Потапенко - заместитель главного инженера, раз-
работчик прибора КИ38-1, лауреат Государственной премии;
-	А.С.Фадеев - заместитель директора - заместитель
главного конструктора, участвовал в разработке электронных
устройств комплекса командных приборов для систем управ-
ления УР-100, УР-100К, УР-ЮОУГТХ, Р-36М, Р-36М2;
-	САХарламов - начальник отдела по разработке газоди-
намических опор чувствительных элементов, исследований
по влиянию вибраций на выходе параметров гироприборов,
лауреат Государственной премии;
-	В.Л.Петелин - начальник отдела по перспективным ра-
ботам, курировал работы по разработке СУ ракетных ком-
плексов разработки КБ «Электроавтоматика», лауреат Госу-
дарственной премии;
-	В.С.Сидорин - начальник лаборатории по разработке
ГСП, лауреат Государственной премии;
-	А.А.Коновченко - начальник сектора по разработке кон-
структорской документации на гироинтеграторы, струйные
акселерометры, динамически-настраиваемые гироскопы, ла-
уреат Государственной премии;
-	Л.З.Новиков - заместитель начальника отделения, раз-
работал теорию ДНГ, гироприборы на их основе для иссле-
дования Марса, ракеты-носителя «Рокот», лауреат Государ-
ственной премии;
-	А.Н.Шеломков - разработчик поплавковых гироскопи-
ческих приборов, гироблоков и гироинтеграторов для ракет
УР-100, Р-36М2, «Мир», «Экспресс», «Ямал», лауреат Госу-
дарственной премии;
-	В.В.Веселов - начальник конструкторского отдела, разра-
ботчик гиромоторов на шарикоподшипниковом подвесе и гиро-
приборов на их основе, ДРС и гироинтеграторов, а также чув-
ствительных элементов на поплавковом подвесе, ДНГ; приборы
на их основе используются на ракетах Р-16, Р-36, Р-67, Р-67 орб.,
УР-100, УР-100К, Р-36М2, на станциях «Мир», МКС, КА «Ямал»
и «Экспресс»;
-	Г.С.Долгополов - начальник отделения по разработке аппа-
ратуры для испытаний гироприборов для ракет Р-7, Р-16, Р-36,
У Р-100, У Р-100К, аппаратура использовалась на серийных заво-
дах, полигонах и в воинских частях;
-	Н.Н.Духанин - начальник отдела, разработчик ГСП для
ракет Р-16, Р-36, УР-100К, «Рокот» и приборов для лунной
программы Е8;
-	Ю.С.Кричевский - разработчик потенциометров для гиро-
вертикантов и гирогоризонтов, акселерометров на струнном под-
весе, нуль-индикаторов скорости для ракет Р-16, Р-36, УР-100Н и
КА «Союз», станции «Салют»;
-	А.И.Кручинин - начальник лаборатории, разработчик
гироблоков на шарикоподшипниковом подвесе для изде-
лий Р-16, Р-36, УР-ЮОКи др.
Оценивая путь, пройденный коллективом НИИ при-
кладной механики, и созданные комплексы командных
гироскопических приборов, можно констатировать,
что все поставленные задачи решены в полной мере и
с требуемым качеством, в то же время надо отметить
естественное сокращение числа создателей систем
управления боевых ракет, космических аппаратов и гиро-
скопических приборов.
Участником работы над этой книгой является филиал
ФГУП «ЦЭНКИ» - «НИИ ПМ им. академика В.И.Кузнецова».
В подготовке статьи принимали участие сотрудники филиала
Ю.И.Неизвестных, М.А.Пули на.
Н.В.Маркичев
З.М.Цециор
370
Глава 12
НД.Махотин
А.А.Колесников
Н.Н.Хлыбов	Г.И.Зевин
Г.Г.Геонджиан
ВЛ.Кочетков
& 1  • >
ААКоновченко
С.А.Харламов
Л.З.Новиков
ВЛЛетелин
А.Н.Шеломков
Г.С.Долгополов
Н.Н.Духан ин
Ю. С. Кричевский
А.И.Круч инин
371
ГЛАВА 13
АЯ.Псапуно^
АО «НПО ИТ»
Создание гироскопических приборов
космической навигации
В 2002 г. с переходом из ЦНИИмаш на должность гене-
рального директора ФГУП «НПО ИТ» Г.Г.Райкунова вместе
с ним также перешел коллектив, занимающийся разработкой
изделий специального назначения. В составе этого подраз-
деления находился также и коллектив научно-технических
работников, занимающихся исследованием и разработкой
малогабаритных бесплатформенных инерциальных навига-
ционных систем на основе твердотельных чувствительных
элементов - волоконно-оптических гироскопов и маятнико-
вых кварцевых акселерометров.
Учитывая перспективность данного направления и его
востребованность в ракетно-космической отрасли и в дру-
Главный корпус НПО ИТ
гих областях применения, на базе данного коллектива был
создан самостоятельный центр по разработке БИНС, перед
которым была поставлена задача в кратчайшие сроки на базе
имеющегося научно-технического задела обеспечить созда-
«Фобос-Грунт»
«Луна-Глоб»
372
Глава 13
Образцы БИНС
ние БИНС для головных заказчиков отрасли. Возглавил центр
А.Н.Пестунов.
К концу 2008 г. практически были завершены проектиро-
вание и разработка КД не имеющего аналогов в России уни-
фицированного прибора БИБ ФГ для межпланетных космиче-
ских аппаратов разработки ФГУП «НПО им. С.А.Лавочкина».
В 2009 г. обеспечена комплектация перелетного модуля и
возвращаемого аппарата «Фобос-Грунт» летными образцами
приборов, прошедшими полный цикл наземной отработки.
В 2010 г. на собственные средства ОАО «НПО ИТ» в ко-
роткие сроки был разработан и изготовлен прибор второго
поколения БИБ-АБ-Э, успешно прошедший летные испыта-
ния в составе изделия «Тополь-Э». В настоящее время ве-
дется изготовление приборов для комплектации космических
аппаратов по программам «Луна-Ресурс» и «Луна-Глоб». По-
лученный в результате этих работ научно-технический и про-
изводственный опыт позволил
Центру разработать перспек-
тивную программу по созданию
БИНС на период до 2020 г.
Всесторонняя поддержка
руководством предприятия и
в первую очередь генеральным
директором - главным кон-
структором В.Ю.Артемьевым
данного технического направ-
ления создала предпосылки
для устойчивого развития Цен-
тра и закрепления молодых В.Ю.Артемьев.
специалистов.	равральный директор АО
С 2010 г. развернуты ра- «НПО ИТ»
боты по созданию в ближай-
шие годы приборов третьего
поколения, отличительной особенностью которых должно
быть существенное увеличение точности при незначи-
тельном увеличении массы. Достигнутые положительные
результаты определяются прежде всего сплавом опыта
разработчиков и исключительно доброжелательным от-
ношением опытного производства, помогающего на всех
стадиях оперативно решать возникающие проблемы.
Наибольший вклад в разработку БИНС внесли начальник
НТЦ-2 и его заместитель А.Н.Пестунов и С.Н.Сидоров,
отвечающие за организацию работ и системные во-
просы проектирования, конструкторы Л.В.Бутримова,
Г.В.Хмырова и В.А.Копосова, которым приходилось ре-
шать исключительно сложные вопросы компоновки при-
бора, разработчики блоков электроники В.П.Шуклин,
В.Ф.Прокофьев, вынужденные изобретать схемотехниче-
ские решения в условиях имеющихся в России проблем
с электронной базой.
373
ГЛАВА 14
КЮ.Артемьев
Вклад АО «НПО ИТ» в создание и развитие
инфраструктуры полигонов и космодромов
Наземные измерительные комплексы и
системы автоматизированной обработки
результатов измерений
Начало формирования этого направления было поло-
жено на прошедшем в 1955 г. научно-техническом совете
НИИ-88, на котором о ходе работ по созданию системы из-
мерений испытательного стенда для ракетного комплекса Р-7
выступил И.И.Уткин, а С.П.Королев высказал убеждение, что
необходимо создавать и средства автоматизации процесса
обработки измерений.
В1956 г. в отделе 20 НИИ-88 началась интенсивная работа
по созданию высокоинформативных измерительных средств
для обеспечения стендовых испытаний РКТ и начались ис-
следовательские работы по созданию средств автоматизации
обработки измерительной информации, получаемой как при
стендовых, так и при летных испытаниях создаваемой ракет-
ной техники.
За короткий срок был сформирован коллектив молодых
работников, с большим энтузиазмом взявшихся за дело, и
все понимали важность решаемых задач и гордились тем, что
участвуют в деле укрепления и прославления Родины. Патри-
отизм был огромен. Для достижения цели отдавали сполна
все свои силы.
В 1957 г. стало ясно, что длительная ручная обработ-
ка результатов телеизмерений сдерживает темпы испы-
таний, и коллективу сектора отдел 20, возглавляемому
А.В.Милициным, было предложено в кратчайшие сроки соз-
дать систему автоматизированной обработки телеизмерений.
В кооперации с НИИсчетмаш и ОКБ МЭИ первая система ав-
томатизированной обработки телеметрической информации
«Старт» была создана всего за два года. Макетный образец
системы «Старт» был установлен на испытательном полигоне
в Тюра-Таме уже в 1959 г. и успешно использовался при ЛКИ
знаменитой ракеты Р-7, а в 1960 г. началось серийное изго-
товление системы «Старт». В разработке системы «Старт»
участвовали коллективы разработчиков, конструкторов, тех-
нологов, экспериментальных производств, испытателей. Си-
стемой «Старт» были оснащены испытательные полигоны и
испытательные стенды предприятий отрасли. Многие участ-
ники этой разработки были отмечены правительственными
наградами.
За прошедшие годы в этом направлении в НПО ИТ было
разработано несколько поколений автоматизированных си-
стем обработки ТМИ. Разработана система обработки ТМИ
«Лотос» на базе ЭВМ «Урал-11», и именно в эти годы (конец
1960-х) на предприятии был создан коллектив программи-
стов, нацеленный на программирование алгоритмов обработ-
ки измерительной информации. Затем была создана система
обработки ВЛ-1033 на базе ЕС ЭВМ.
Следует отметить, что устройства систем «Лотос» и ВЛ-1033
позволяли не только осуществлять обработку, но и производить
сбор ТМИ с измерительных пунктов через кабельные, спутнико-
вые широкополосные каналы связи.
Последующими разработками в этом направлении были
устройства сбора и обработки ТМИ «Родник», созданные
в кооперации с НПП «МЕРА» на базе ЭВМ IBM PC. Устройства
«Родник» позволили провести глубокую модернизацию при-
емных станций ПРА-МК, значительно продлившую сроки их
эксплуатации. Затем наиболее удачным проектом явилась
разработка в 2000-2010 гг. серии однотипных комплексов ав-
томатизированной обработки телеметрической информации -
«KAO-ТМИ» по заказу ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс». Данные ком-
плексы установлены и успешно эксплуатируются в Гвианском
космическом центре по программе «Союз» в ГКЦ».
Одновременно со средствами обработки ТМИ начиная
с 1950-х гг. шла разработка измерительных средств и систем
для контроля стартовых сооружений полигонов и испыта-
тельных стендов предприятий отрасли.
374
Глава 14
Первые стендовые регистраторы измерений были созданы
в отделе 20 НИИ-88 в 1953 г. Это аналоговый многоканальный
регистратор медленноменяющихся параметров «МНР» и ре-
гистратор быстроменяющихся параметров «Спрут». В 1960 г.
была разработана цифровая стендовая система регистрации
измерений «Терек». Большого распространения система «Те-
рек» не получила, т. к. для ее использования требовалась си-
стема автоматизированной обработки измерительных данных
«Старт».
Естественно, поступило предложение создать систему, со-
держащую и средства регистрации измерений и их обработку.
Такой системой стала система «Эра», созданная в 1963 г. Си-
стема получилась весьма удачной и широко востребованной.
Было изготовлено несколько десятков экземпляров этой си-
стемы, которые успешно эксплуатировались на предприятиях
ракетной отрасли.
В конце 1970-х гг. разработка стендовых измерительных
систем проводилась на базе ЭВМ. На базе ЕС ЭВМ была раз-
работана система ВЛ-1033-03, а на базе IBM PC - система
ВЛ-ЮЗЗ-ОЗМ. На основе разработанных стендовых изме-
рительных средств в сотрудничестве с рядом предприятий
отрасли были созданы уникальные системы контроля стар-
товых сооружений испытательных полигонов отрасли в про-
цессе подготовки и пуска ракет. Это системы 11Т81,11Ю77,
11Ю731,11Н6445.
Венцом создания измерительных комплексов контроля
стартовых сооружений явилось создание в 1984 г. на Бай-
конуре комплекса измерений пристартового района «КИПР»
для многоразовой космической системы «Энергия» - «Бу-
ран». О масштабности комплекса «КИПР» говорит одна из его
главных характеристик: количество измерительных входов -
свыше 9000. Одной из последующих работ в этом направле-
нии было создание в 1990-е гг. системы контроля стартовых
сооружений «Морского старта».
На предприятии всегда много внимания уделялось раз-
работке аппаратуры регистрации и обработки быстроменяю-
щихся параметров. В 1970-е гг. была разработана аналоговая
аппаратура обработки БМП «Спектр-А», а в начале 1980-х по
техническому заданию КБ «Южное» - цифровая система об-
работки БМП «Квант-ЗА».
В 1980-е гг. на космодроме Байконур по программе «Энер-
гия» - «Буран» введен в строй крупный региональный инфор-
мационно-вычислительный центр. НПО ИТ полностью выпол-
нил задачу по обеспечению измерений при создании и пусках
РКН «Энергия» с орбитальным кораблем «Буран» практически
на всех этапах, включая сбор ТМИ с трассовых ИПов в реаль-
ном времени. При этом на ИВЦ оперативно проводилась об-
работка информации, которая выдавалась в группу анализа на
командный пункт и смотровую площадку с отображением ее на
цветных телевизионных экранах. Вся эта работа выполнялась
специальной системой, построенной на базе средств комплек-
са ВЛ-1033, с использованием большого объема программно-
математического обеспечения, созданных коллективом отде-
ления 4 (начальник отделения - Н.М.Грибков, зам. начальника
отделения - В.И.Савин) при участии ряда предприятий отрасли.
Позднее аппаратно-программные средства вычислитель-
ного центра подверглись глубокой технической модернизации
на основе современных средств обработки «Родник» (разра-
ботка НПО ИТ, НПП «МЕРА»). В настоящее время ИВЦ является
главным информационным и расчетным органом измеритель-
ного комплекса космодрома, центром сбора и обработки из-
мерительной информации, получаемой в процессе испытаний
и штатной эксплуатации ракетных и ракетно-космических ком-
плексов, разгонных блоков и головных частей.
Первые подразделения обработки измерительной ин-
формации были созданы в составе службы НИР полигона
еще в 1955 г. В апреле 1962 г. был создан вычислительный
центр как структурное подразделение службы НИР полигона,
в состав которого вошли 16,17,18 и 30-й отделы войсковой
части 11284, группа по обработке траекторных измерений и
отделение эксплуатации внешнего энергопитания и системы
кондиционирования воздуха. 25 апреля 1964 г. сформирована
войсковая часть 68526 - третье управление измерений и ма-
тематической обработки, включившее в свой состав большую
часть отделов службы НИР полигона, в т. ч. вычислительный
центр. С 21 февраля 1987 г. ИВЦ функционирует как отдельная
войсковая часть 62010. С июля 2006 г. ИВЦ принят от Космиче-
ских войск Роскосмосом.
Коллектив высококвалифицированных специалистов
ИВЦ обеспечивает проведение полного комплекса работ по
информационно-телеметрическому и навигационно-балли-
стическому обеспечению запусков КА и пусков МБР с космо-
дрома Байконур, а также с объектов Капустин Яр и Ясный.
В марте 2007 г. по результатам межведомственных и ком-
плексных испытаний приняты в эксплуатацию система сбора
и передачи измерительной информации и автоматизирован-
ная система сбора, передачи, обработки внешнетраекторных
измерений (АС «Сбор-5), что позволило перевести всю техно-
логию обработки измерительной информации на современ-
ные и низкозатратные аппаратно-программные комплексы на
базе ПЭВМ, а сбор измерений - на использование цифровых
волоконно-оптических, радиорелейных и спутниковых ка-
налов связи. Подробно о разработках данного направления,
о вкладе сотрудников многочисленного коллектива разра-
ботчиков в дело обеспечения измерительной информацией
Аппаратура обработки ТМИ «Родник» на ИВЦ
375
АО «НПО ИТ»
отработки и штатной эксплуатации РКТ подробно написано
в книге «По велению времени», вышедшей в 2006 г. к 40-ле-
тию НПО ИТ.
К сожалению, в перестроечное лихолетье многие ведущие
специалисты в поисках заработков покинули предприятие,
а многих уже нет в живых. В 2010 г. не стало родоначальника
направления автоматизированных систем сбора и обработки,
бессменного его руководителя Николая Михайловича Грибкова;
светлая память о нем - всегда в сердцах продолжателей этого
направления.
Информационно-измерительные комплексы
полигонов и космодромов
Развитие системного подхода к проектированию и экс-
плуатации информационно-измерительных комплексов
космодромов и полигонов было заложено образованием
в составе НИИ ИТ научно-методического отдела 10, кото-
рый возглавил В.В.Чернов, работавший в ОКБ С.П.Королева
с 1947 г.
Ядро отдела 10 составили ученые и специалисты с хо-
рошей теоретической подготовкой и опытом разработки
измерительных средств, обработки информации, испыта-
ний ракет, систем управления и двигателей: В.В.Чернов,
О.Н.Новоселов, Ю.Б.Ольховский, В.И.Сковорода-Лузин,
В.Н.Четвериков, А.П.Иванов, В.Ф.Смелкин, Д.В.Баженов,
С.М.Башевский, С.А.Джанумов, А.А.Храмцов и др.
Основными направлениями работ отдела стали форми-
рование перспективных требований к комплексам средств
измерений при летных и стендовых испытаниях изделий РКТ;
исследование задач комплексирования информационно-из-
мерительных систем, унификации и стандартизации стыков
(сечений) в их структуре; совершенствование ИИС стендовых
испытательных баз, выявление источников помех и их устра-
нение, оценка дестабилизирующих воздействий; разработка
рекомендаций по применению измерительных средств и оцен-
ке результатов измерений; участие специалистов отдела в де-
ятельности комиссий по анализу причин аварийных исходов
при стендовых и летных испытаниях изделий, а также в отра-
ботке измерительных систем на стендах испытаний двигателей
и двигательных установок.
В1977 г., учитывая возрастающую роль информационно-
измерительных систем при отработке ракетно-космической
техники и необходимость оперативного решения много-
численных вопросов, возникающих в практике применения
измерительных средств и систем, было создано комплекс-
ное отделение 6, которое возглавляли И.Н.Габелко (1977-
1983 гг.) и В.Н.Четвериков (1983-2001 гг.).
С1979 по 1988 г. научно-производственная деятельность
коллектива НПО ИТ была связана с обеспечением программы
создания многоразового транспортного космического ком-
плекса «Энергия» - «Буран». Разработку материалов эскиз-
ного и технического проектов полигонного измерительного
комплекса, включая оснащение трассы полета и авторский
надзор за монтажом и вводом в эксплуатацию аппаратуры на
измерительных пунктах, поручили 6-му отделению (началь-
ник отделения - В.Н.Четвериков, начальник комплексного от-
дела 60-А.И.Козлов).
Приемно-регистрирующая аппаратура ПРА-МК
Техническое здание 401 с комплексом аппаратуры БРС-4
на ИП-1, Байконур
Для сбора и передачи данных от более чем 5600 еди-
ниц датчико-преобразующей аппаратуры, установленных
на носителе «Энергия», этот многоразовый космический
комплекс был оснащен шестью комплектами бортовой ра-
диотелеметрической системы «Кварц» с информативностью
1,28 мБит/с каждый, восемью комплектами БРТС «Сириус»
с информативностью 320000 изм./с и таким же количеством
комплектов автономной регистрирующей системы АРС.
Такой состав радиотелеметрической аппаратуры потребо-
вал как качественного, так и количественного переоборудова-
ния измерительных пунктов. Для приема высокоскоростных
потоков телеметрической информации БРТС «Кварц» потре-
бовалась новая приемно-регистрирующая система ПРА МК и
увеличение в несколько раз количества приемно-регистриру-
ющих систем на измерительных пунктах.
После информационного обеспечения «лунной» про-
граммы Н1-ЛЗ это был второй этап значительного переос-
нащения измерительной техникой космодрома Байконур.
Специалистами отдела 60 были проведены расчеты зон ра-
диовидимости по трассе полета МТКК «Энергия» - «Буран»,
определен состав привлекаемых измерительных пунктов (на
376
Глава 14
трассе запуска их было семь), разработаны структурные и
общие электрические схемы соединения аппаратуры, обеспе-
чен выпуск проектно-монтажной документации размещения
аппаратуры радиотелеметрической системы БРС-4 в техниче-
ском сооружении 401 на измерительных пунктах.
В период подготовки МТКК к полету был выполнен также
большой объем исследований по оценке электромагнитной
совместимости бортовой аппаратуры с радиотехническими
средствами, размещенными в районе космодрома.
Еще одной ответственной работой отдела стала разра-
ботка проекта, выпуск технической документации и сдача
в эксплуатацию уникального наземного технологического
комплекса системы измерений, предназначенного для прове-
дения контроля бортовой системы измерений на технической
позиции (площадка 112) ракеты-носителя и собранного «па-
кета» космического комплекса «Энергия» - «Буран».
Запланированная интенсивность запусков комплекса
требовала практически одновременной подготовки двух ком-
плектов МТКК. Перед разработчиками НТК СИ стояла задача
создания оптимального по составу, высокопроизводительного
и гибкого комплекса сбора и обработки информации с шести
рабочих мест монтажно-испытательного корпуса ракеты-носи-
теля (два из них предназначались для испытаний блоков «А»,
два - для испытаний блоков «Ц», два - для испытаний МТКК
в целом).
Проблема была решена комплексированием средств ради-
отелеметрической системы БРС-4 с использованием аппара-
туры коммутации, в т. ч. трактов, системы коммутации цепей,
аттенюаторов, ответвителей, приемников и других элементов,
обеспечивающих гибкое распределение информационных по-
токов и минимизацию кабельной сети комплекса.
МТКК «Энергия» - «Буран» в МИК
Оригинальное решение построения высокочастотно-
го тракта сбора информации с рабочих мест МИК и пере-
дачи полного набора частотных сигналов с одной антенны
на 11 станций ПРА-МК было защищено авторским свиде-
тельством на изобретение (А.Е.Орлов, В.И.Александров,
В.И.Сковорода-Лузин, В.Н.Четвериков, А.И.Козлов). Теперь
11 станций ПРА-МК обеспечивали регистрацию (в режи-
ме переключений с шести рабочих мест) информации от
18 комплектов «Кварц» и 26 комплектов «Сириус», а также
от 30 комплектов АРС-А и СЗСИ (с четырех рабочих мест).
В целях оперативного управления средствами НТК СИ, разме-
щенными на четырех этажах МИК PH, была создана система
централизованного управления СУ-НТК СИ, позволявшая ко-
ординировать действия операторов и упростить взаимодей-
ствие с другими службами в МИК в процессе испытаний.
Для оперативной автоматизированной обработки ин-
формации и представления документов (протоколов испы-
таний) использовалась следующая аппаратура: ВЛ-1033-01
и ВЛ-1033-05 на базе ЭВМ ЕС-1045, ЕС-1046; ВЛ-АОВИ-06;
«Спектр-АО» и «Спектр-Б1». Сопряжение с широкополосны-
ми каналами связи обеспечивалось аппаратурой ВЛ-1033-04.
В оперативную группу управления работами на НТК СИ вхо-
дили В.СЛузгин, А.В.Селиверстов, НАТарасова и ОАФролова.
Разумеется, заслуга создания этого комплекса принадлежит не
только специалистам отделения 6, но и многим другим ведущим
подразделениям НПО ИТ, особенно отделению 2 (начальник -
А.Ж.Курмаев) и отделению 4 (начальник - Н.М.Грибков). Идея
применения аппаратуры коммутации низкочастотных трактов
«Борт-ПРА МК» принадлежит О.Д.Комиссарову.
15 ноября 1988 г. состоялся успешный запуск МТКК
«Энергия» - «Буран». НТК СИ обеспечил подготовку системы
измерений при испытаниях МТКК на технической позиции,
а все измерительные пункты - прием телеметрической ин-
формации в процессе полета в полном объеме.
Плавучие (корабельные) измерительные
комплексы
Параллельно в НПО ИТ шла работа по созданию пла-
вучих (корабельных) измерительных пунктов. Специали-
сты отделения 6 совместно с коллективами отделений 2,
3, 4 и НИИ космического приборостроения разработали и
сдали в эксплуатацию измерительные комплексы плавучих
измерительных пунктов «Маршал Неделин» (начальник от-
дела - Л.М.Медведев) и «Маршал Крылов» (заместитель
начальника отдела - В.Ф.Смелкин). Проектные работы для
оборудования аппаратурой этих кораблей выполнялись со-
вместно с Ленинградским ЦКБ «Балтсудопроект», пуско-
наладочные - на Адмиралтейском заводе. Ходовые и госу-
дарственные испытания кораблей проводились в акватории
Балтийского моря.
В последующем был подготовлен к реализации проект из-
мерительного комплекса для научно-исследовательского суд-
на «Академик Николай Пилюгин», в котором был учтен опыт
разработки и эксплуатации предыдущих заказов. Применение
станции спутниковой связи «Приморец» обеспечило передачу
полных потоков телеметрической информации в реальном
времени. Работы по проекту были прекращены в 1991 г.
377
АО «НПО ИТ»
НИС «Маршал Крылов»

НИС «Космонавт Виктор Пацаев»
В 1995 г. Роскосмосом в ведение
НПО ИТ переданы научно-исследователь-
ские суда проекта 1929 «Селена-М», кото-
рые предполагалось использовать также и
как трассовые измерительные пункты для
приема телеметрической информации ра-
кетного комплекса «Зенит-SL» в проекте
«Морской старт». С этой целью была про-
ведена модернизация НИС «Космонавт Ге-
оргий Добровольский». Совместно с ЦКБ
«Балтсудопроект» и Канонерским судоре-
монтным заводом подготовлены лабора-
тории и установлена аппаратура ПРА-МК
для приема телеметрической информации
РТС «Сириус», доработана антенна В-030,
модернизирована станция космической
связи «Приморец» для работы со спут-
никами связи «Горизонт» и «Экспресс»,
установлены спутниковая космическая си-
стема обеспечения безопасности плавания
СКС «Инмарсат-С» и оборудование навига-
ции и связи. За полтора года научно-ис-
следовательское судно было полностью
подготовлено к выполнению работ, уком-
плектовано расчетами и экипажем.
Применение НИС «Космонавт Георгий
Добровольский» в проекте «Морской старт»
не состоялось в связи с решением фирмы
Boeing использовать спутник-ретранслятор
TDRSS (США) для сбора и ретрансляции
телеметрической информации при запуске
и на начальном участке полета ракетно-кос-
мического комплекса «Зенит-SL».
К настоящему времени из некогда
славной «космической» флотилии науч-
но-исследовательских судов осталось и
продолжает работу только одно судно -
НИС «Космонавт Виктор Пацаев» проекта
«Селена-М». В 1970-1980-е гг. судно уча-
ствовало в 14 экспедициях в южных и цен-
тральных районах Атлантического океана,
принимая и передавая по спутниковым
каналам связи телеметрическую инфор-
мацию космических аппаратов.
В 2000 г. судно было переведено из
Санкт-Петербурга и поставлено на ремонт
на СРЗ «Янтарь». 14 апреля 2001 г. НИС
было ошвартовано у причала Музея Миро-
вого океана в г. Калининграде.
Радиотехнический комплекс НИС ра-
ботал сначала в факультативном режиме:
принимал и обрабатывал ТМИ с PC МКС
только ограниченный ряд параметров;
полученные данные затем передавались
в ЦУП по телефону. Молодым сотрудни-
кам оказывали помощь опытные специ-
алисты из Санкт-Петербурга - участники
научных рейсов на НИС.
378
Глава 14
С 2005 г. РТК НИС «Космонавт Виктор Пацаев» работает
в составе наземного контура управления PC МКС: принимает
и выдает в ЦУП ЦНИИмаш (по ВОЛС) телеметрическую ин-
формацию с КА типа «Прогресс», «Союз» и модулей СМ, ФГБ.
НИС осуществляет и голосовую связь космонавтов с ЦУП.
С каждым годом объем выполненной работы возрастает.
В результате проведенной модернизации РТК НИС способен
принимать одновременно до шести полных потоков телеме-
трической информации. Руководство работами по обеспече-
нию целевого применения НИС осуществляет НТЦ-7 (началь-
ник центра - Т.В.Комарова). Инженерная группа предприятия,
работающая на НИС, отвечает за работоспособность РТК, рас-
чет зон видимости и целеуказаний, проведение сеансов при-
ема информации для выполнения программ, поступающих
от главной оперативной группы управления РКК «Энергия».
Обеспечивается постоянное взаимодействие с Роскосмосом,
ЦЭНКИ, ЦУП «ЦНИИмаш», ГОГУ РКК «Энергия». Работа НИС
«Космонавт Виктор Пацаев» в качестве ИП, возможно, будет
продолжаться до создания штатного командно-измерительно-
го пункта в западном регионе страны.
Мобильные (перебазируемые)
комплексы телеметрических измерений
Перспективным ресурсосберегающим вариантом решения
задачи приема, передачи и сбора ТМИ при испытаниях и штат-
ной эксплуатации изделий и объектов РКТ в настоящее время
является построение комплекса средств измерения, сбора и
обработки информации с использованием перебазируемых
комплексов телеметрических измерений. ПКТИ должны стать
базовым звеном сети измерительных пунктов системы инфор-
мационно-телеметрического обеспечения для разрабатываемых
изделий РКТ, в особенности на трассах, где отсутствуют стацио-
нарные ИПы. При этом немаловажное значение имеет резкое со-
кращение экономических затрат за счет отказа от строительства
и содержания стационарных зданий и сооружений и возможной
организации вахтового метода применения ПКТИ.
НПО ИТ имел опыт создания подобных комплексов еще
в 1970-1980-е гг. Решением ВПК № 187 от 10 июня 1981 г.
было предусмотрено создание подвижного наземного ком-
плекса средств траекторных и телеметрических измерений.
Одна из основных причин его создания - обеспечение учеб-
но-боевых пусков ракет. По техническому заданию заказчи-
АК «Жемчуг-МП», подвижный комплекс «Пурга»
ПКТИ «Селена-ИТ» с развернутой антенной системой
Приемно-регистрирующая аппаратура «Вектор»
ка разработан подвижный вариант радиотелеметрической
системы БРС-4М - БРС-4МП «Пурга».
Наземная аппаратура приема/регистрации, средства пе-
редачи и обработки информации, система приема сигналов
единого времени, связи и управления размещались в кузо-
вах-фургонах типа 6703 на шасси автомобиля MA3-543A.
В кузове 6701 размещалось антенно-фидерное устройство
в подвижном варианте «Жемчуг-МП». Комплекс «Пурга»
в полном комплекте включал 38 единиц автомобильной
техники, в т. ч. 12 тягачей МАЗ-543, масса кузова-фургона
которого с аппаратурой составляла порядка 30 тонн! Тем не
менее «Пурга» десятилетия успешно выполняла свои задачи
в позиционных районах РВСН.
В 2010 г. в НПО ИТ разработан и изготовлен первый со-
временный комплекс ПКТИ «Селена-ИТ». Комплекс предна-
значался для размещения на иностранных территориях с це-
лью обеспечения пусков изделий РС-20Б с выведением КА
по южным трассам.
Заложенные принципы построения, состав и характери-
стики аппаратно-программных средств комплекса позволили
с полным правом отнести его к классу универсальных. Уни-
версальность комплекса в первую очередь подразумевает его
способность принимать и обрабатывать ТМИ всех существую-
щих БРТС как с изделий РКТ при пуске, так и с низкоорбиталь-
ных КА в процессе полета практически в любой точке земного
шара, оперативно изменять конфигурацию измерительного
комплекса применительно к особенностям конкретного пуска.
379
АО «НПО ИТ»
По сравнению с отечественными аналогами комплекс име-
ет более компактное исполнение (одноконтейнерный вариант),
что существенно повышает его мобильность и снижает стои-
мость доставки в «рабочую точку». Состав комплекса обеспе-
чивает его полную автономность при целевом применении.
Характеристики ПКТИ подтверждены при обеспечении
пуска изделия РС-20Б с объекта Ясный, при отработке при-
ема ТМИ с PC МКС на полигоне ОКБ МЭИ «Медвежьи озера»,
при проведении МВИ на полигоне 4 ГЦМП МО РФ.
В 2010 г. в процессе отработки и испытаний комплексом
проведено 18 сеансов по приему ТМИ с 6 типов изделий РКТ.
Общая протяженность транспортировки автомобильным
транспортом при доставке в «рабочие точки» превысила
15000 км, в т. ч. по бездорожью. В настоящее время ком-
плекс выполняет задачи по обеспечению пусков на полигоне
Капустин Яр.
Активное участие в создании перебазируемого комплек-
са телеметрических измерений «Селена-ИТ» приняли со-
трудники отдела, возглавляемого О.В.Ковалевым (начальник
НТЦ-3-А.Е.Орлов).
В развитие работ по созданию мобильных (перебазируе-
мых) измерительных средств в НПО ИТ в июне 2014 г. пред-
ставлено изделие нового поколения - «Мобильный измери-
тельный пункт с гиростабилизированной платформой». На
основе опыта эксплуатации комплекса «Селена-ИТ» и с уче-
том развития технологий новый мобильный комплекс снаб-
жен плоской неразборной антенной фазированной решеткой
с автоматизированным подъемником.
Антенна спроектирована и изготовлена в НПО ИТ. Для теле-
метрических антенн это новое слово в отечественной технике. По
характеристикам она не уступает параболической антенне МАС-3
«Селены-ИТ» и в то же время является элементом конструкции
контейнера. В транспортном положении убирается в специаль-
ную нишу, закрывается защитными крышками и не подвергается
никаким внешним воздействиям. По прибытии в «рабочую точ-
ку» антенна выдвигается в рабочее положение без каких-либо
монтажных операций и уже через 10 мин готова к работе. Исклю-
чение операций ручной сборки антенны позволяет разворачивать
новый комплекс из транспортного в рабочее положение букваль-
но за полтора-два часа. И это в любых погодных условиях.
В новом МИП остались все положительные качества
«Селены-ИТ»: одноконтейнерный вариант построения, при-
менение гидравлических подъемно-разгрузочных устройств,
что позволяет выгружать его с КамАЗа или другой платфор-
мы самостоятельно, не прибегая к подъемным кранам и т. п.
Одноконтейнерный вариант исполнения позволяет значитель-
но снизить затраты при транспортировке в любую точку, будь
то авиационный транспорт, автомобильный или любой другой.
О технических возможностях нового МИП. Он предна-
значен для приема телеметрической информации всех су-
ществующих и перспективных телеметрических структур,
в т. ч. международных. Обеспечивает прием одновременно
до четырех ортогонально поляризованных потоков теле-
метрии, что вдвое превышает возможности и ПКТИ, и всех
существующих комплексов наших коллег. На комплексе ре-
ализована репортажная обработка, это два рабочих места.
С внешними абонентами комплекс может связываться как по
спутниковым, так и по проводным каналам связи - для это-
го есть соответствующая стыковочная панель. В следующем
комплексе заложена и радиорелейная система. МИП может
использоваться как в составе измерительных комплексов по-
лигона или космодрома, так и автономно.
Отличительная особенность нового МИП еще и в высо-
кой степени автономности. Не требуются какие-либо внешние
обеспечивающие структуры для того, чтобы, прибыв на место,
развернуться, закрепиться и провести работы. Привязка, ори-
ентация, расчет целеуказаний по начальным условиям, энерго-
питание зарезервировано от встроенного дизель-агрегата, связь
- все это имеется в составе МИП с ГСП. Наличие гиростабили-
зации антенной системы позволяет применять МИП в морских
условиях, например, на борту корабля для компенсации качки.
Презентация нового МИП с ГСП состоялась также на под-
московном полигоне Алабино в августе 2014 г. Комплекс по-
лучил высокую оценку.
По ближайшим планам предприятия, после данного пи-
лотного экземпляра МИП последуют комплексы, создавае-
мые в рамках ряда ОКР, для космодромов Восточный и Бай-
конур. Они уже на стапелях завода-изготовителя.
Разработка и создание приемных
телеметрических антенных комплексов и
систем
Антенные комплексы и системы, разработанные на пред-
приятии за несколько десятилетий, широко применялись при
оснащении измерительных комплексов полигонов и космо-
дромов, многие из них вполне работоспособны и в настоящее
время. Общее количество поставленных заказчику антенных
систем превышает 200 единиц. На сегодня этот показатель
конкурентам превзойти не удалось.
В1959 г. в НПО ИТ была создана телеметрическая антен-
на ИС 1895 АФУ-2 для комплексов БРС-1. После введения
новых диапазонов МП и Mill на базе АФУ-2 была создана ан-
тенна АФУ-2М.
Разработку антенных систем в 1970-1980-е гг. на пред-
приятии вела лаборатория под руководством В.Ф.Баталова.
В конце 1960-х - начале 1970-х гг. на изделиях КБ «Юж-
ное» и КБ В.П.Макеева появились дециметровые диапазо-
ны частот, для обеспечения приема которых была создана
МИП с ГСП в рабочем положении
380
Глава 14
зеркальная антенна «Агат» на высокоскоростном приводе.
В 1976-1978 гг. на базе унифицированного опорно-пово-
ротного устройства СМ-175, которое входило в состав антенн
К-525 (разработка НИИ Радио), был создан антенный ком-
плекс «Изумруд», обеспечивающий одновременный прием
информации в диапазонах Ml, МП, Mill с разделением сигнала
по поляризациям (вертикальная и горизонтальная) и имею-
щий эффективную поверхность 60 кв. м.
В это же время был разработан корабельный унифици-
рованный антенный комплекс «Жемчуг-М» диапазонов Ml,
МП, Mill, Д1, ДП с эффективной поверхностью более 6 кв. м.,
оснащенный автоматикой компенсации бортовой и килевой
качек. В 1979 г. на его базе был создан наземный комплекс
«Жемчуг-МС», для которого была разработана более эффек-
тивная антенная система, позволяющая оперативно изменять
ширину диаграммы направленности в зависимости от кон-
кретных задач. Изготовление АК производилось на Чернигов-
ском радиоприборном заводе.
Антенны семейства «Жемчуг», благодаря наличию ветро-
компенсаторов, позволили применить на них антенную систе-
му размерами вдвое большими, чем позволяли возможности
приводов. Отработка системы ветрокомпенсаторов проводи-
лась на базе Института механики МГУ.
Продолжались работы по совершенствованию ретран-
сляторов. Создается аппаратура активной ретрансляции
с преобразованием частоты, обеспечивающая передачу до
шести метровых частот системы БРС-4 в ДП-диапазоне. Такой
ретранслятор был применен на полигоне Плесецк в системе
сбора информации с измерительных пунктов для трансляции
на ВЦ измерительной информации в темпе полета изделия,
а также для системы сбора и передачи телеметрической ин-
формации в позиционных районах изделий разработки КБ
«Южное». Для аппаратуры ретрансляции были разработаны
антенны метровых диапазонов УКВ-1 и УКВ-2 и для дециме-
трового диапазона ВКД.
В период с 1986 по 1990 г. в рамках темы «Вершина» от-
делом 27 был разработан антенный комплекс «Жемчуг-МА».
В 1991 г. на ЧРПЗ было завершено изготовление двух ком-
плексов, предназначавшихся для проекта НИС «Академик Пи-
люгин». На тот момент времени АК «Жемчуг-МА» уже имел
системы автосопровождения и автопоиска, выполненные
с применением диаграммообразую-
щих матриц.
А затем пришел развал большой
страны и, как следствие, и докумен-
тация, и практически готовые изделия
остались в неожиданно ставшей «за-
границей» Украине.
Последующие достижения ан-
теннщиков значительно скромнее.
Из них следует отметить модерни-
зацию «Жемчуга-МС» на ИП-1 Бай-
конура в 1992 г. в части оснащения
параболическим зеркалом для ра-
боты в диапазоне flIV. В антенной
системе были применены МШУ,
а также освоен новый частотный
диапазон ДIV.
Антенный комплекс АП-16
Реальное возрождение антенного направления в НПО ИТ
произошло в 2008-2010 гг. Антенный отдел возглавляет
Ф.О.Сулимов. Вернулись ключевые специалисты, пришла
инициативная молодежь, интенсивно ведутся новые разра-
ботки на современном уровне.
В настоящее время подразделение участвует в серийном из-
готовлении, авторском сопровождении и монтаже на космодро-
ме антенного комплекса АП-4, выполняются ОКР «Интерлюдия»,
«Перспектива - ПИК» по заказу МО РФ и ОКР «Байконур-НКИ»,
«Байконур-НКИ-МИП В», «ТМИ-Восток-АС-М», «ТМИ-Восток-
МИП № 2» по заказу Федерального космического агентства.
АК «Жемчуг», измерительный пункт2.2010 г.
381
ГЛАВА 15
ТЛ.Кита^а^
АО «НИИ ТП»
Разработка командно-измерительных систем и
наземных комплексов управления КА
Командные радиолинии в УКВ-диапазоне волн
Командная радиолиния «МРВ-2М - БПУ-ДП»
15 мая 1958 г. является исторической датой для косми-
ческой техники: был запущен третий советский искусствен-
ный спутник Земли - объект «Д», представляющий собой
научную лабораторию в космосе, которая управлялась по
командам с Земли. На объекте «Д» была установлена, кроме
научных приборов, бортовая аппаратура для взаимодействия
с наземными пунктами. В ее состав входили:
-	приемо-передатчик «Рубин», обеспечивавший радио-
контроль орбиты во взаимодействии с наземной станцией
«Кама» (разработка ОКБ МЭИ);
-	многоканальная радиотелеметрическая система «Трал»
с бортовым запоминающим устройством (разработки ОКБ
МЭИ);
-	бортовое приемное устройство БПУ-ДП первой команд-
ной радиолинии ИСЗ (разработки НИИ-648 - НИИ ТП);
-	электронное программно-временное устройство «Гра-
нит» (разработка ОКБ-1), обеспечившее управление борто-
вой аппаратуры по «жестким» циклам, выбираемым по КРЛ.
По данным радиоконтроля орбиты и телеметрической
информации о состоянии бортовых систем формирова-
лись управляющие разовые команды, которые переда-
вались на объект «Д» с наземной станции КРЛ МРВ-2М
(разработки НИИ-648 - НИИ ТП). При этом каждая разовая
команда предназначалась либо для однократного измене-
ния режима работы аппаратуры объекта, либо поступала
в программно-временное устройство для дальнейшего ее
использования.
На третьем советском ИСЗ также был установлен радио-
передатчик «Маяк», работавший на частоте 20,005 МГц, излу-
чение которого одновременно с излучением передатчика РТС
«Трал» приводило к образованию комбинационных радио-
помех, «забивавших» приемное устройство КРЛ. Так, впервые
в космической практике появилась проблема электромагнит-
ной совместимости, которая на третьем ИСЗ была решена до
его запуска путем установки в антенно-фидерном устройстве
радиосистем соответствующих режекторных фильтров.
Техническое задание на разработку КРЛ объекта «Д»
НИИ-648 (АО «НИИ ТП») получил 22 августа 1956 г. из ОКБ-1
с утверждающей подписью С.П.Королева.
Заместитель главного конструктора ОКБ-1 Б.Е.Черток
пишет:
«Первые два ИСЗ, как известно, после отделения от ра-
кеты-носителя летали в космосе без всякого управления дви-
жением и ориентации в пространстве. Ими управляли законы
небесной механики. Как мы говорили, они подчинялись толь-
ко нашим баллистикам.
Третий ИСЗ, запущенный 15 мая 1958 г., в отличие от двух
первых, уже имел первую в нашей практике командную радио-
линию. 26 августа 1956 г. я получил на техническом задании
утверждающую подпись С.П.Королева. Решение о первом про-
стейшем спутнике еще не было принято, и мы полагали, что се-
кретный объект «Д» - будущий третий спутник - будет первым
космическим аппаратом. Управление включением и режимами
научной аппаратуры по КРЛ казалось нам тогда качественным
скачком по сравнению с системами радиоуправления балли-
стических ракет.
Разработкой бортовой и наземной аппаратуры первой
КРЛ в НИИ-648 руководил его директор - научный руково-
дитель Николай Белов. Первая КРЛ была создана за полтора
года. Она обеспечивала передачу на борт 20 разовых команд
немедленного исполнения. На базе этой КРЛ затем были соз-
даны более совершенные для пилотируемых программ».
Предстояло за полтора года впервые создать командную
радиолинию для ИСЗ. Исходя из ограниченных сроков разра-
382
Глава 15
- 5 -
16.	Время готовности аппаратуры к работе не более
30 минут при температуре окружавшего воздуха +10° С
17.	Наземная аппаратура должна быть смонтирована
в автомашинах.
18.	Техническое задание может уточняться в про-
цессе разработки по согласованию сторон.
- 2 -
1.	НАЗНАЧЕНИЕ
1.	Командная радиолиния предназначается для пе-
редачи 15 разовых команд на борт объекта ”Д" при пер-
вых пусках.
П. СОСТАВ АППАРАТУРЫ
2.	Аппаратура командной радиолинии состоит из:
а/ наземного передающего устройства, разраба-
тываемого на базе станции MPB-2W;
б/ бортовой‘аппаратуры;
в/ комплекса контрольно-испытательных приборов
для проверки наземных передающих устройств;
г/ комплекса контрольно-испытательных прибо-
ров для проверки бортовой аппаратуры на заводе-изгото-
вителе, на технической и стартовой позициях.
Ш. ОБЩИЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБЖАНИЯ
3.	Командная радиолиния должна обеспечивать на-
дежную передачу команд в следующих условиях:
а/ высота полета - 200-500 км;
б/ наклонная дальность 1000-1500 км;
в/ рабочий сектор:
-	по азимуту в пределах 180°
-	по углу места в пределах 6-60°;
г/ при любом положении объекта в пространстве
От "Ш-38
От НИИ-4 МО
От НИИ-648
ЗАМ.ГЛА
НАЧ. ОТДЕЛА № 5:
ОГО КОНСТРУКТОРА:
Ливии/
'ЧЕРТОК/
НАЧ. ЛАБОРАТОРИИ » 31: fl	/
кФйХ*-у» I
/ШУСТОВА-
МЛ. НАУЧНЫЙ СОТРУДНИК:
/ЗАХАРОВ/
нач.отд. # 12: А Лиман/
НАЧ. ЛАБ. № 122:	______
С? -------->/С АМСЙ Л ОВИЧ/
Оть. 3 зкз.
1 - ШИ-88 МОП
2 - ШИ-4 МО
3 - в дело
Исп. Самойлович
отп.
13/УП-55г. вв
ботки, было принято решение применить в качестве назем-
ной серийно освоенную станцию минного радиовзрывателя
МРВ-2 с проведением необходимых доработок.
Модернизированная наземная станция, получившая на-
звание МРВ-2М, состояла из радиопередатчика, командо-
образующего устройства и датчика команд, размещенных
в КУНГе на шасси автомобиля ЗИС-131, а также стационар-
ной развертываемой антенны и автономного источника пи-
тания.
Передатчик мощностью 300 Вт работал в режиме непре-
рывного излучения и обеспечивал передачу на одной из две-
надцати литерных частот в УКВ-диапазоне (47,9-49,0 МГц)
двадцати команд немедленного исполнения. Использование
всенаправленной антенны с линейной поляризацией обеспе-
чивало беспоисковое вхождение в связь.
Разовые команды длительностью 2 с состоят из двух
посылок (по 1 с) и кодируются двухразрядным пятеричным
кодом (используется модуляция ЧИМ-ЧМн-АМ). Путем ам-
плитудной модуляции сигнала передатчика частотами низ-
кой тональности (7 и 9 КГц) формируются две поднесущие
частоты /н1 и /н2, которые манипулируются в течение каждой
посылки одной из пяти (110,150,190, 235 и 290 Гц) частот
модуляции.
Несмотря на появление в это время первых отечественных
транзисторов весьма низкого качества как по характеристикам,
Техническое задание на разработку КРЛ
для объекта «Д»
так, главным образом, и по надежности, ориентировать на них
разработку не решились, и была создана конструкция на радио-
лампах типа «Дробь». Накальные цепи питались от аккумуля-
383
АО «НИИ ТП»
торов, анодные - от ртутных
батарей. Но когда головная
f-gEg п	организация - ОКБ-1 -
определила энергобаланс
а	объекта «Д», стало ясно,
что для БПУ-Д, работаю-
щей на орбите непрерывно,
такое исполнение неприем-
лемо. И тогда было принято
кардинальное, рискованное
(сроки исчислялись меся-
Передающая аппаратура на- цами) решение о переходе
земной станции МРВ-2М на только появившиеся
в нашей стране транзисто-
ры типа П6 относительно более высокого качества. Так была
создана бортовая аппаратура первой КРЛ с шифром БПУ-ДП
с малым энергопотреблением и приемлемыми габаритно-весо-
выми характеристиками.
Приемное устройство работало на ненаправленную антен-
ну и было построено по схеме супергеротодина с однократным
преобразованием частоты. Дешифрирующее устройство было
построено по схеме «фильтр широкой полосы - ограничитель
- фильтр узкой полосы».
Схема и конструкция бортовой антенны КРЛ создавались
совместно с антенным отделом ОКБ-1 исходя из обеспечения
следующих требований:
-	квазиизотропности;
-	малых массы и габаритных размеров при высокой меха-
нической прочности;
-	максимально возможного КПД;
-	электромагнитной совместимости приемного устрой-
ства КРЛ с другими радиосистемами ИСЗ.
Для реализации технических преимуществ всенаправленно-
го излучения наземных станций КРЛ, не требующего целеуказа-
ний ИСЗ по угловым координатам, была разработана наземная
антенна со всенаправленной диаграммой в азимутальной пло-
скости и диаграммой направленности в угломестной плоскости,
обеспечивающей неизменный уровень принимаемого сигнала
на ИСЗ при его движения на орбите за счет пропорциональности
уровней ДН наземной антенны наклонной дальности ИСЗ.
На базе наземных станций МРВ-2М создается территори-
альная сеть из восьми командно-измерительных пунктов, по-
зволившая вести управление на всех орбитах, проходивших
над территорией Советского Союза.
Таким образом, в крайне сжатые сроки была построена
первая КРЛ ИСЗ, обладающая высокой защищенностью от не-
организованных помех, надежностью, экономичностью и про-
стотой в эксплуатации, а также гибкостью при модернизации.
15 мая 1958 г. состоялся успешный пуск объекта «Д» - тре-
тьего ИСЗ. Во время полета спутника станция МРВ-2М на опре-
деленных витках выдавала на борт серию заданных команд и
корректировала работу бортовых устройств. Бортовая аппара-
тура БПУ-ДП безотказно работала более 20 суток (вместо 15,
заложенных в техническом задании) и обеспечила прием
около полутора тысяч разовых команд, которые прошли при
полном отсутствии ложных срабатываний. Это была первая
работа НИИ-648 в области аппаратостроения для космической
отрасли страны, работа вполне успешная.
Командная радиолиния «МРВ-ВС - БКРЛ-В»
Постановлением Правительства СССР от 22 мая 1959 г.
было принято решение о разработке экспериментального
варианта корабля-спутника, который должен создать пред-
посылки для полета человека в космос. В нем же были ут-
верждены основные разработчики. НИИ-648 (Н.И.Белов)
поручается разработка командной радиолинии для этой про-
граммы.
В ОКБ-1 разрабатываются корабль-спутник «Восток-1»
(1 К), на котором должны отрабатываться основные системы
и конструкция, спутник-разведчик «Восток-2» (2К) для марш-
рутной съемки и радиоразведки средств ПВО и спутник «Вос-
ток-3» (ЗКА) для полета человека в космос.
В течение 1960 г. было произведено несколько пусков ко-
раблей 1К с подопытными собаками и другими животными.
С помощью биологических объектов, находящихся в косми-
ческом полете более 25 часов, были получены уникальные
данные о влиянии факторов космического полета на живые
организмы, которые убедили ученых в возможности полета
человека в космическое пространство.
В конце 1960 - начале 1961 г. были произведены не-
сколько удачных пусков кораблей ЗКА с собаками на борту,
а 12 апреля 1961 г. стартовал космический корабль ЗКА № 3,
получивший название «Восток», с первым в мире летчиком-
космонавтом Ю.А.Гагариным. Основным методом управления
кораблем «Восток» в орбитальном полете, как и объектом
«Д», стало командное управление, реализуемое разовыми
командами. Разработка КРЛ для программы «Восток» была
поручена НИИ-648 по рекомендации начальника и главного
конструктора ОКБ-1 С.П.Королева.
В своем письме от 7 июля 1958 г. вышестоящим руково-
дителям С.П.Королев писал: «...сообщаю, что ОКБ-1, учиты-
вая надежность и высокие эксплуатационные качества борто-
вой и наземной аппаратуры командной радиолинии объекта
«Д», считает необходимым поручить разработку командной
радиолинии для объекта («Восток») НИИ-648 ГКРЭ».
Приказом ГКРЭ СМ СССР № 470 от 21 сентября 1960 г.
разработка, изготовление и поставка аппаратуры команд-
ной радиолинии для изделия «Восток» закрепляется за
НИИ-648. Командная радиолиния «МРВ-ВС - БКРЛ-В»
должна была обеспечить управление космическими кора-
блями типа «Восток» путем передачи 40 разовых команд,
в т. ч. команд повышенной надежности исполнения - спу-
ска и катапультирования. Учитывая ограниченные сроки
создания КРЛ, было принято решение:
-	в КРЛ для космического корабля «Восток» сохранить
те же принципы, которые были заложены в КРЛ «МРВ-2М -
БПУ-ДП»;
-	использовать наземную и бортовую аппаратуры КРЛ
«МРВ-2М - БПУ-ДП», произведя необходимую модерниза-
цию и расширив их функциональные возможности.
Для расширения функциональных возможностей в этой
радиолинии были предусмотрены:
-	увеличение числа разовых команд вдвое за счет частот-
но-временного метода разделения команд, передававшихся
попеременно на двух несущих частотах без увеличения ко-
личества наземных станций и при сохранении времени пере-
дачи команд;
384
Глава 15
Н.И.Белов.
Д.т.н., профессор. Член-
корр. Академии артил-
лерийских наук СССР.
Дважды лауреат
Сталинской премии
(1943,1946).
- увеличение надежности
исполнения команд спуска кос-
мического корабля за счет аппа-
ратурного, волнового и террито-
риального резервирования;
- пренебрежимо малая ве-
роятность ложного исполнения
и высокая надежность прохож-
дения команд на катапульти-
рование космонавта (команда
«Спасение») в случае аварий-
ных ситуаций на активном
участке полета, путем исполь-
зования последовательно-па-
раллельного метода передачи
и дешифрации этой команды,
Комплект бортовой аппаратуры «БКРЛ-В»
Заслуженный деятель
науки и техники СССР
и программного резервирова-
ния наземной аппаратуры ко-
мандной радиолинии.
№ йЛо I
О)
С
Государственный
по оборонной технике
Лота 10
С ч^рлиСТо1> ’
лм-шмнм
ger-OoiзетягШнистров
ОГДЕНА. ЛЕНИНА. ОПЫПЮ-КОНСТВКТОРСКСЕ БЮРО * 1
На Ваш К	от	fi	¥/%' W58 г.
А
✓ \	? . НАЧАЛЬНИКУ НИИ - 4 МО
гшюгад-майогу ИТС »оъ. СДКЛСВУ АЛЬ
: ^ЗВАНДЦУ ПАНКОВУ Г.Н<
ЗАМЕСТИТЕЛЮ ПРЕДСВДАТЕЛЯ ГОСУДАРСТВЕННОГО КОМИТЕТА
СОВЕТА МИНИСТРОВ СССР ПО ОБОРОННОЙ ТЕХНИКЕ
уов.ГНШИНУ Л<А<
ЗАМЕСТИТЕЛЮ 11НЭДСВДАТШ IK Рд при СМ СССР
А.Ф.Калинин вспоминает:
«Введению в командную радиолинию
режима «Спасение» предшествовал сле-
дующий «натурный эксперимент». При-
мерно за год до полета Ю.А.Гагарина на
космическом корабле «Восток», при под-
готовке к пуску одного из кораблей-спут-
ников с животными на борту (1К № 1),
выяснилось, что из-за возникшей неис-
правности в аппаратуре коммутации бор-
товая телевизионная аппаратура ушла со
старта включенной, чего в то время до-
пустить было нельзя (ее работа на актив-
ном участке не гарантировалась).
Заместитель главного конструктора
ОКБ-1 Б.Е.Черток предложил как вы-
тов.ВЛДдаДИРСКОМУ с.м.
У ДИРЕКТОР ШИ 648 Г К Р 8
тов, БЕЛОВУ Н.И.
in >V - , - “" ’ ПП1 ПЕЕЗДКУ'-Ь АН СССР
акадешцу КЕДЦЫШУ MLB*
В ответ иа вате письмо исх. U 2242сс от 31 мая 1958 г.
ход из затруднительного положения,
а руководитель работ на полигоне от
НИИ-648 А.Ф.Калинин согласился вы-
дать по командной радиолинии после
отделения ракеты-носителя от стартово-
го стола команду на выключение борто-
вой телевизионной аппаратуры. В этом
сообщаю, что ОКБ-1, учитывая надежность и высокие экспдуа-
тационные качества бортовой и нааемной аппаратуры командной
радиолинии объекта "д", считает необходимым поручить разра-
ботку коладней. радюлшх-х для объекта 111И-348 1КРЭ.
был двойной риск: бортовая аппаратура
командной радиолинии также не пред-
назначалась для работы на активном
участке, и бортовая антенна радиолинии
размещена под металлическим обтекате-
ГЛАЕ1-Х КОНСТРУКТОР-
/	(—J) - /-//•
Письмо С.П.Королева от 7 июля 1958 г.
л ем ракеты-носителя.
Риск оказался оправданным - коман-
да прошла, к тому же в момент аварии
первой ступени ракеты-носителя. Сте-
чение этих обстоятельств родило идею
спасения пилота космического корабля
при аварии ракеты-носителя путем вы-
дачи специальной команды по командной
радиолинии, которая была реализована
к полету в космос Ю.АГагарина».
385
АО «НИИ ТП»
Бортовая аппаратура КРЛ «МРВ-ВС - БКРЛ-В» включала
в себя два комплекта приемных устройств «БПУ-ДП» с модерни-
зированным дешифратором, работающих на две ненаправлен-
ные П-образные взаимно-ортогональные антенны (на активном
участке задействовались выносные антенны, устанавливаемые
на головном обтекателе ракеты-носителя) и суммирующее
устройство.
Приемное устройство построено по схеме супергетеро-
дина с одним преобразованием частоты, дешифратор - по
схеме «Фильтр широкой полосы - ограничитель - фильтр
узкой полосы».
Основные технические характеристики бортовой аппара-
туры КРЛ «МРВ-ВС - БКРЛ-В»
Чувствительность приемника - -110 Дб х Вт
Потребляемая мощность -10 Вт
Вес с резервным комплектом - 40 кг
Бортовая аппаратура имела «горячий» резерв и функци-
онировала в течение всего времени активного существования
космического корабля.
Наземная аппаратура КРЛ, получившая название МРВ-ВС,
состояла из радиопередатчика, командообразующего устрой-
ства и датчика команд, размещенных в КУНГе на шасси ав-
томобиля ЗИС-131, а также стационарной развертываемой
антенны и автономного источника питания.
Основные технические характеристики наземной
аппаратуры КРЛ «МРВ-ВС - БКРЛ-В»
Диапазон частот - УКВ (47,9-49,0 МГц)
Вид излучения - непрерывный
Количество рабочих волн -12
Мощность передатчика - 300 Вт
Дальность действия радиолинии -1000-1500 км
При формировании разовых команд использовалась
модуляция ЧИМ-ЧМн-АМ. Разовые команды передавались
поочередно на двух фиксированных рабочих частотах, что
и обеспечило увеличение вдвое (до 40) числа передаваемых
команд.
Наземная антенна имела всенаправленную диаграм-
му в азимутальной плоскости и диаграмму направленности
в угломерной плоскости, обеспечивающую неизменный уро-
вень принимаемого сигнала на космическом корабле при его
движении на орбите.
Станциями МРВ-ВС были оснащены все 12 КИПов ко-
мандно-измерительного комплекса страны (на некоторых
пунктах были и дублирующие станции), существовавшие
с 1956 по 1963 г.
КРЛ «МРВ-ВС - БКРЛ-В» имела высокую достоверность пе-
редачи разовых команд за счет принятого метода кодирования,
реализации узкополосного приема и построения дешифрирую-
щего устройства по схеме ФОФ.
В создании первых КРЛ принимали участие коллективы
тематического отдела во главе с В.С.Риманом, отдела прием-
ных устройств во главе с Б.В.Богословским, отдела устройств
вторичной селекции во главе с лауреатом Сталинской пре-
мии А.С.Андреевым. Разработку бортовой и наземной ан-
тенн КРЛ проводил антенный
отдел, который возглавлял
Е.В.Кандауров (будущий ла-
уреат Ленинской премии).
В модернизации наземной
станции МРВ-2М, наряду с ан-
тенным отделом и отделом
устройств вторичной селек-
ции, принимали участие отдел
передающих устройств во главе
с Д.С.Романовым и лаборато-
рия устройств энергопитания во
главе с Л.М.Розовым. Конструк-
торские работы по бортовой и
наземной аппаратуре выполня-
лись в центральном конструк-
торском бюро, которым руково-
дил Е.П.Юричев.
Первопроходцами в соз-
дании аппаратуры первых КРЛ
были инженеры, техники, кон-
структоры и рабочие НИИ-648:
А.С.Мнацаканян.
В 1961-1969 гг.-
директор, в 1969-1977 гг.
- директор -
гл. конструктор НИИ-648
(АО «НИИ ТП»). Д.т.н., про-
фессор. Лауреат Ленин-
ской премии
В.Н.Бабкин, А.М.Ведехин, И.М.Весков, А.Н.Гапеев, А.П.Жубрина,
В.Ф.Закурдаев, А.Ф.Калинин, Р.Г.Китабов, РАКон-даков,
Г.Д.Козарь, Э.О.Майхин, В.Ф.Медведев, М.А.Менделевич,
А.С.Пе-ченый, И.И.Самойлович, И.З.Сулькин, А.Д.Тимофеев,
М.И.Шахраев, ВАШишигин, Е.Н.Цуканов, В.Р.Яковкин и др.
За успешное выполнение работ по обеспечению полета
ЮАГагарина на космическом корабле «Восток-ЗА» большая
группа сотрудников НИИ-648 была отмечена высокими прави-
тельственными наградами. А.С.Мнацаканян и А.Ф.Калинин были
награждены орденом Ленина.
Президиум Академии наук СССР вручил НИИ-648 па-
мятные медали в честь запуска в Советском Союзе первого
в мире искусственного спутника Земли, в честь первого по-
лета советского человека в космос и в честь первого выхода
человека в космическое пространство.
Эксплуатация КРЛ «МРВ-ВС - БКРЛ-В» завершилась
в июне 1963 г. обеспечением группового полета космических
кораблей «Восток-5» с космонавтом Валерием Быковским и
«Восток-6» с первой в мире женщиной-космонавтом Валенти-
ной Терешковой.
Командная радиолиния «Пост-Д» - БКРЛ-2Д»
С начала 1960-х гг. в КБ «Южное», возглавляемом
М.К.Янгелем, ведется разработка малых спутников ДС,
а позднее - унифицированных ДС-У. Все спутники этой се-
рии получили название «Космос». Часть из них запускалась
в интересах международного сотрудничества. Они получили
название «Интеркосмос».
В этот же период (с 1961 по 1966 г.) в НИИ-648 последова-
тельно создаются и вводятся в эксплуатацию УКВ-командные
и командно-программные радиолинии управления КА более
совершенных типов.
Первой разработкой была командная радиолиния
«Пост-Д» - БКРЛ-2Д», наземными станциями которой в 1962 г.
оснащаются девять КИП страны. КРЛ «Пост-Д» - БКРЛ-2Д»
разрабатывается для управления спутниками ДС-1, ДС-2 и
386
Глава 15
ПРЕЗИДИУМ МСАДГ'МИИ НАУК СОЮЗА
СОВЕТСКИХ СОЦИАЛ/*СТИЧЕСКХХ
РЕСПУБЛИК
Неуч - «<• w,«яштшмчюм> «телегуту V UW Гпгт„»«репиммпгш
мпмитега Сомчи Мтнь., км СССР ко рм»«кмчифпмпм>
МЕДАЛЬ
В ЧИСТЬ ЗАИМКА В СОВМЧ КОХ СОЮЗ»:
ПЕРВОЮ В МП ГК
ИСКМСТВЬНИОГО ПОТНИК \ Зкмлм
жкадгммм и »•  «*
г nme учены» <••W*
• *'МЛ AUWH МОК <
Комплект бортовой аппаратуры БКРЛ-2Д
Памятная медаль в честь запуска в Советском Союзе перво-
го в мире искусственного спутника Земли
ПРЕЗИДИУМ
АКАДЕМИИ НА\ К СССР
ВРУЧАЕТ
mkh)-cjxw ww	• м
яомяпмго виге» ьммвмвя
Памятную медаль в честь
ПЕРВОГО В МИРЕ ПОЛЕТА
СОВЕТСКОГО ЧЕЛОВЕКА В КОСМОС
nrejpjirf.’
АОДЕМИ* НАУК СССР
ГЛАВНЫЙ УЧЕНЫЙ секретарь
ПРЕЗИДИУМА АКАДЕМИИ НАУК СССР
Памятная медаль в честь первого в мире полета
советского человека в космос
ПРЕ t И ли УМ
АКЛЛ1 МИИ НАУ К СР
В I У Ч А В Т
Памятную медаль в ознаменование
первою в мире выхода «ловека
в космическое лрогфнктво»
ocyujecTBAeHHoro во время полета
кораЬля-спутникд «Век ход 2#
Памятная медаль в честь первого в мире выхода
человека в космическое пространство
в дальнейшем использовалась для управления первыми ИСЗ
«Электрон-1» и «Электрон-2».
Аппаратура этой КРЛ заменила бортовую аппаратуру БПУ-
ДП и выработавшую ресурс наземную аппаратуру МРВ-2М
(МРВ-ВС). Это позволило расширить область применения
КРЛ «Пост-Д» - БКРЛ-2Д» за счет увеличения диапазона ра-
бочих волн (35-50 МГц) и дальности действия до 10000 км.
Дальность действия возросла из-за применения наземных
передающих устройств Р-121 (шифр «Фрегат») мощностью
0,8-1,0 кВт, имевших 25 поддиапазонов, каждый из которых
содержал 75 волн, разнесенных на 8 кГц.
Передающее устройство работает на всенаправленную
антенну с линейной поляризацией в непрерывном режи-
ме и передает на борт ИСЗ 20 разовых команд на одном из
1850 рабочих волн. Переданные разовые команды длитель-
ностью 2 с состоят из двух посылок (по 1 с) и кодируются
двухразрядным пятеричным кодом. Используется модуляция
ЧИМ - ЧМн - AM. Перед каждой кодовой посылкой излучает-
ся защитная посылка длительностью 1,25 с.
Приемное устройство БКРЛ-2Д являлось новым поколе-
нием бортовой аппаратуры и разрабатывалось с использова-
нием миниатюрных электрорадиоэлементов, что позволило
сократить ее вес вдвое по сравнению с бортовым приемным
устройством предыдущего поколения. Реализована также
схема покаскадного перекрестного резервирования, обеспе-
чивающего надежную работу приемной аппаратуры при сро-
ке активного существования ИСЗ в течение года.
Радиолиния «Пост-Д» - БКРЛ-2Д» обеспечивает беспо-
исковое вхождение в связь, имеет высокую достоверность
передачи разовых команд (высокую помехоустойчивость по
отношению к неорганизованным помехам) за счет принято-
го метода кодирования, реализации узкополосного приема
и построения устройства обнаружения сигнала по схеме
ФОФ (фильтр широкой полосы - ограничитель - фильтр
узкой полосы).
В марте 1962 г. начинается управление по КРЛ «Пост-Д» -
БКРЛ-2Д» ИСЗ серии «Космос».
Командная радиолиния «Пост-Д1» - БКРЛ-ВД (БКРЛ-2Д)»
Командная радиолиния «Пост-Д1» - БКРЛ-ВД» раз-
работана для управления несколькими космическими ко-
раблями типа «Восход», одновременно находящимися на
387
АО «НИИ ТП»
Комплекс шифрующей аппаратуры «Пост-Д1»
Комплект бортовой аппаратуры БКРЛ-ВД
орбите, путем введения кодовой селекции ИСЗ при одно-
временной передаче команд на двух несущих частотах (из
1850 литерных частот). При этом общее число разовых
команд составляло 400. Команды кодировались двухраз-
рядным пятеричным кодом. В наземной аппаратуре была
предусмотрена также возможность передачи пяти особо
важных команд, для формирования которых использо-
вался 8-разрядный двадцатипятеричный код, обеспечи-
вающий требуемую имитостойкость кодов. Было введено
полное «горячее» резервирование наземной аппаратуры.
Наземная аппаратура «Пост-Д1» (как и «Пост-Д») разра-
батывалась в кузовном исполнении, которыми оснащают-
ся 9 КИПов страны.
В комплект бортовой аппаратуры варианта исполнения
БКРЛ-ВД входят по два приемных устройства ПРН-2Д и два
дешифратора ДШР-2Д, а также контрольно-суммирующее
устройство КС-ВД. Вес аппаратуры - 40 кг, потребляемая
мощность - 5,5 Вт. Аппаратура имеет перекрестное резерви-
рование.
Комплект бортовой аппаратуры БКРЛ-2Д
В комплект бортовой аппаратуры варианта исполнения
БКРЛ-2Д входят одно приемное устройство ПРН-2Д, один
дешифратор ДШР-2Д и комплект кабелей. Общий вес аппа-
ратуры -12,5 кг, потребляемая мощность - 3,2 Вт. 30 января
1964 г. по КРЛ «Пост-Д1» - БКРЛ-ВД» начинается управление
ИСЗ «Электрон-1» и «Электрон-2».
Командная радиолиния «Пост-2Д» - БКРЛ-БР (БКРЛ-Б)»
В1963 по 1967 г. в НПП «НИИ Электромеханики» создает-
ся экспериментальная метеорологическая система оператив-
ного наблюдения «Метеор-1». Для выполнения целевых за-
дач в системе «Метеор-1» предусматривается одновременное
нахождение на орбите многих ИСЗ данного типа. Разработка
командной радиолинии для управления группировкой ИСЗ
«Метеор-1» поручается НИИ-648.
Созданная радиолиния управления, получившая назва-
ние «Пост-2Д» - БКРЛ-ВД», обеспечила новый качественный
скачок в управлении ИСЗ, который был обусловлен возмож-
ностью управления большим количеством ИСЗ с высокой
надежностью и оперативностью. Требования надежности и
оперативности были удовлетворены на основе реализации
полного объема возможных комбинаций кодов разовых ко-
манд, введения решающей обратной связи в виде передачи
квитанций о выполнении разовых команд, а также за счет ав-
томатизации процессов формирования информации и управ-
ления в наземной аппаратуре.
В состав наземной аппаратуры «Пост-2Д», разрабатыва-
емой в стационарном исполнении, введено запоминающее
устройство для предварительного набора номеров переда-
ваемых команд и шифра объекта, а также астрономического
времени их передачи. В аппаратуре была предусмотрена также
возможность передачи на борт ограниченной по емкости про-
граммы управления.
В наземной станции «Пост-2Д» было заложено пять ре-
жимов работы, обеспечивающих передачу 2940 разовых ко-
манд. Были предусмотрены следующие режимы работы на-
земной аппаратуры:
-	предварительный набор любых 40 разовых команд в лю-
бой последовательности и выдача одной из 10 команд в задан-
ное время с заданным числом повторений;
-	предварительный набор любых 40 разовых команд и
автоматическая их выдача при совпадении текущего и запла-
нированного времени выдачи каждой команды;
-	автоматический переход к передаче следующей разовой
команды при получении квитанции о прохождении предыду-
щей;
-	автоматическое отображение процессов выдачи команд,
их реализация и выдача в линию связи для передачи в центр
номеров переданных разовых команд, времени их выдачи и
факта получения квитанции;
-	автоматический ввод с линии связи и выдача на ИСЗ
разовых команд, переданной из центра.
Командные посылки осуществлялись параллельно на
двух несущих частотах /н1 и /н2(из 1875 литеров), вид моду-
ляции ЧИМ - ЧМн - ДМ, вид кода - двухразрядный пятерич-
ный, кодовые признаки аналогичны с КРЛ «Пост-Д1» - БКРЛ-
ВД». Длительность кодовой посылки - 0,5 с, тип приемной
антенны - всенаправленная с линейной поляризаций.
Бортовая аппаратура БКРЛ-БР в составе двух радиопри-
емников БКРЛ-Б, дешифратора ДШР-Б и блока размножения
команд БРК-120 имеет «горячее» резервирование с перекрест-
388
Глава 15
Зал передатчиков «Пост-2Д»
Бортовая аппаратура БКРЛ-БР
Аппаратура памяти команд и времени ее передачи ШД-6
Бортовая аппаратура БКРЛ-Б
ными связями и за счет применения сверхминиатюрных ЭРИ
в исполнении 20 разовых команд (БКРЛ-Б) имела вес и габари-
ты примерно вдвое меньше, чем у аппаратуры БКРЛ-2Д. Чув-
ствительность бортового приемного устройства - 115 Дб-Вт,
тип бортовой антенны - всенаправленная, П-образная.
Входящий в состав бортовой аппаратуры блок
БРК-120 преобразует массив командных посылок, при-
нятых каждой из поднесущих частот в любые 20 команд
Фрагмент аппаратуры наземной станции «Пост-2Д»
управления. Изменением литерности прибора БРК-120 мож-
но обеспечить управление несколькими ИСЗ на одной и той
же паре несущих частот.
Радиолиния «Пост-2Д» - БКРЛ-БР» обеспечила на-
дежное управление группировкой ИСЗ «Метеор» и «Про-
тон». Радиолиния в исполнении «Пост-2Д» - БКРЛ-Б»
находит широкое применение для управления малыми
унифицированными ИСЗ ДС-У («Космос»), разработанны-
ми ОКБ «Южное».
Спутники серии ДС-У разрабатывались на основе унифи-
цированной платформы с едиными системами терморегу-
лирования, телеметрии, командной радиолинии и т. д. с воз-
можностью варьирования целевой аппаратуры, связанной
с назначением ИСЗ. На многих ИСЗ этой серии в рамках про-
граммы «Интеркосмос» с 1969 г. начали устанавливать науч-
ную аппаратуру других стран.
Применительно к задаче обеспечения унификации ИСЗ ДС-У
приемное устройство БКРЛ-Б разрабатывается в модульном
исполнении. Набор модулей позволял обеспечить потребности
практически всего ряда унифицированных ИСЗ ДС-У. В част-
ности, минимальный набор обеспечивал прием на борту до
20 разовых команд, максимальный набор позволял принять до
400 разовых команд.
Наземный комплекс «Пост-2Д» находился в эксплуа-
тации до 1981 г. Разработка удостоена премии Ленинского
комсомола. Ряд сотрудников НИИ-648 награждены прави-
тельственными наградами.
389
АО «НИИ ТП»
Телесигнализационно-траекторная радиолиния «Краб»
Телеметрический контроль состояния космического аппара-
та и его систем является одним из основных элементов радио-
телеуправления космическими аппаратами. Традиционно теле-
метрический контроль реализуется путем сбора информации
с различных датчиков (в т. ч. исследовательского характера) и
передачи ее по своему радиоканалу на наземные радиотелеме-
трические станции, что требует наличия на борту КА необходи-
мых габаритно-массовых и энергетических ресурсов.
В связи с появлением КА с ограниченным объемом и энер-
горесурсом встал вопрос о решении задач телеметрического
контроля другими, отличными от традиционного, методами.
В качестве такого НИИ-648 и НПО ПМ было предложено и
реализовано для телеметрического контроля использование
обобщенной телеметрической информации, названной теле-
сигнализационной информацией, передача на наземные стан-
ции которой осуществляется по совмещенным радиолиниям
управления.
К разработке такой телесигнализа-
ционно-траекторной радиолинии, по-
лучившей название «Краб», НИИ-648
приступил в 1962 г.
Бортовая аппаратура «Краб» состо-
ит из телесигнализационного устрой-
ства 2Т-682А, эталона частоты С-682А
и передающего устройства 2Г-682А.
Учитывая чрезвычайно жесткие
требования к габаритно-весовым ха-
рактеристикам бортовой аппаратуры
радиолинии, в качестве элементной
базы для устройства телесигнализации
2Т-682А впервые в стране применены
«этажерочные» микромодули. На базе
существовавших микроэлементов про-
изводства МЭП было создало 35 схем
микромодулей, в последующем пере-
данных в серийное производство Пав-
лово-Посадскому заводу.
В радиолинии «Краб» впервые
в СССР реализовано измерение ради-
альной составляющей скорости ИСЗ
с целью определения параметров его
движения. С этой целью бортовые
устройства С-682А и 2Г-682А обеспе-
чивают формирование и передачу на
наземную станцию «Краб-У» фиксиро-
ванных пар высокочастотных сигналов
высокой стабильности.
В наземной станции «Краб-У» из
принятых высокочастотных сигналов
выделяется доплеровское смещение
частоты и по их значениям определя-
ются значения радиальной составля-
ющей скорости движения ИСЗ. Для
уменьшения ионосферных ошибок
измерений радиальной составляющей
скорости применен двухчастотный ме-
тод измерения.
Министерство обороны
Союза ССР
ГЛАВНОЕ УПРАВЛЕНИЕ
РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ
4_Управлонио
_иарга ,.„2
. Москва, Г-21.
Основные технические характеристики
бортовой аппаратуры «Краб»
Число пар фиксированных волн - 66
Число передаваемых каналов телесигнализации -16/32
Относительная нестабильность частот С-682А (за
20 мин)-1 х 109
Мощность бортового передатчика - 20-75 мВт
Масса аппаратуры - 4,9 кг
Потребляемая мощность - 4,0 Вт
По этой же радиолинии осуществляется передача теле-
сигнализационной информации о состоянии ИСЗ и его систем
в момент передачи, а также выдача квитанций на получение
разовых команд и слов временной программы, переданных
по радиолинии «Земля - борт» совмещенной радиолинии
управления ИСЗ.
Бортовая аппаратура «Краб» разрабатывалась в несколь-
ких вариантах:
□КЗ* М (г
ЗАЫ. НАЧАЛЬНИКА ШК1-4 Ш
иазонор-псшсовнику
ТОВ* Ж>ЛНУ ГиТ
ЗАН* НАЧАЛЬНИКА 30 СЛОВО ЧАСТИ 44>27
шшшю рчюдаэлковшму
К тов* МАХОПГЭД С*..*
*&****<?*«• «/<
3A1U ГЛАВНОГО КОнСШКГйРА 0К'>5во ГЖ
ТОР. ’(ОЗТУг.ЕЯКО
г. Дионроптровсс, П/й <-05
/ЫШСЮГУ ШЗ-643 ГКРЭ
тов» МЦАЦАКАМНУ
Здесь* л/л 1497
СТАРТУ ЮЕНПРм,# БиЫлОГО iHMCTA&i
MbClU й 1401 Ш
иядспер-подполколнику
тол*,	Л*3,
Здесь, я/я 14л7
При этой высояаи утеорадошюо яйшшчюс :ос зад-яше на рас
работсу системы контроля траектории и передачи толеглетричсско
па&оряадзи для объекта “итреда-I® /явй> "Краб"/-
Продр : «ония ТЗ, ыб 1/7117, 5 екз* каадлЗ на 7 листзх
- но одному экз. только адресатам.
ЗА-.:. НАЧАЛА «А 4 УПРЛЛНиЕП ГУРЗО
{ЩЯОДЭ-ШМ ЮВ1ГЛК
isoo
1
ТЗ на разработку аппаратуры «Краб»
390
Глава 15
Образец прибора 2Т-682А
Бортовая аппаратура «Краб-А3>
-	варианты исполнения «Краб-АЗ» и
«Краб-А4» позволяют выполнять все функции
системы «Краб» и состоят из телесигнализа-
ционного устройства 2Т-682А, эталона часто-
ты С-682А, передатчика 2Г-682А (в «Краб-А4»
-ЗГ682А) и источника питания 2Е-682А;
-	вариант исполнения «Краб-АМ2» со-
держит эталон частот С-682А, передатчик
Г-682А и источник питания 2Е-6282А; по-
зволяет производить орбитальные изме-
рения и квитировать принятые команды.
Наземная аппаратура «Краб-У» обеспе-
чивает:
-	измерение, регистрацию и выдачу в ли-
нии связи текущего значения радиальной со-
ставляющей скорости движения ИСЗ беззапросным методом;
-	измерение и регистрацию радиальной составляющей
скорости движения ракеты-носителя на активном участке
полета с целью определения факта вывода ИСЗ на орбиту;
-	прием с борта ИСЗ, регистрацию и выдачу в линии связи
телесигнализационной информации, характеризующей состо-
яние ИСЗ и его систем;
-	прием квитанций на разовые команды и слов времен-
ных программ, переданных на ИСЗ по радиоканалу «Зем-
ля - борт» совмещенных радиолиний управления ИСЗ.
Основные технические характеристики наземной аппара-
туры «Краб»
Диапазон волн - метровый
Ширина диаграммы направленности антенны -
30-50 град.
Ошибка измерения радиальной скорости - < 0,1 м/с
Дальность действия - до 6000 км
Радиолиния «Краб» нашла широкое применение на
ИСЗ различного назначения как автономно, так и в сочета-
нии с командными радиолиниями. Использовалась в низ-
коорбитальных связных ИСЗ, ИСЗ типа «Космос», «Ин-
теркосмос» и др. За разработку радиолинии «Краб» ряд
сотрудников награждены государственными наградами.
Здание и антенная колонка наземной станции «Краб»
Выходные устройства наземной станции «Краб»
391
АО «НИИ ТП»
Образец приборного шкафа наземной станции «Краб»
Совмещенная радиолиния управления КА «Коралл»
В начале освоения космического пространства для обеспе-
чения управления КА с Земли применялись несовмещенные
средства: командные (командно-программные) радиолинии,
радиолинии траекторных измерений (средства радиоконтроля
орбиты), телеметрические системы, бортовые программно-вре-
менные устройства, хронизаторы. Такое использование средств
управления КА приводило к завышению габаритно-весовых ха-
рактеристик бортовой аппаратуры, усложняло организационное
управление работой наземных средств, значительно увеличивало
расходование трудовых, материальных и финансовых ресурсов.
Появилась осознанная необходимость создания и применения
совмещенных космических радиолиний для обеспечения авто-
матизированного управления КА различного назначения. В по-
добных радиолиниях такие функциональные составляющие, как
передача командно-программной информации, телесигнализа-
ционной информации, радиоконтроль орбиты, сверка бортового
и наземного времени, реализуются в одной радиолинии на со-
вмещенных программно-аппаратных средствах.
Первая совмещенная радиолиния управления КА в УКВ-
диапазоне волн была разработана в НИИ-648. Было создано
новое поколение средств автоматизированного управления
КА, в основном научного и народно-хозяйственного назначе-
ния, с расширенными функциями. Основу такой совмещенной
радиолинии, названной командно-программно-траекторно-
телесигнализационной радиолинией «Коралл» составляли
командно-программная радиолиния «Пост-2Д» - БКРЛ-Б» и
телесигнализационно-траекторная радиолиния «Краб». Объ-
единение этих радиолиний стало возможным благодаря совме-
стимости принципов их построения: непрерывного излучения,
узкополосного приема сигналов, ненаправленных или слабона-
правленных антенн и др. При этом объединении реализованы
дополнительные функции: введены режим сверки бортового и
наземного времени и решающая обратная связь при передаче
разовых команд и слов временной программы.
Разделение информационного потока командно-траек-
торных и телесигнализационных каналов управления в ра-
диолинии «Коралл» с непрерывным характером излучения
осуществляется применением временного способа разде-
ления каналов. Принципиально при временном разделении
информационных каналов происходит последовательное
использование временного интервала сигнала, в силу чего
ухудшается временной баланс - увеличивается суммарное
время технологических операций по управлению КА. В радио-
линии «Коралл» для минимизации этого недостатка управ-
ления измерение радиальной скорости КА (радиоконтроль
орбиты) осуществляется беззапросным способом парал-
лельно другим функциям управления и не требует дополни-
тельных временных ресурсов, а сверка времени реализуется
методом сведения бортовой и наземной шкал времени путем
обнуления счетчика бортового времени по разовой команде,
привязанной к наземному времени, т. е. тоже не требует до-
полнительных временных ресурсов. Учитывая, что закладку
временной программы и съем телесигнализационной инфор-
мации можно разнести по разным сеансам управления КА,
суммарное время передачи информации в радиолинии ста-
новится вполне приемлемым.
В радиолинии «Коралл» была реализована кодово-ча-
стотная селекция (по модуляционным частотам), обеспечи-
вающая управление шести ИСЗ на одной несущей частоте,
со временем перестройки с одного КА на другой, из пред-
варительно выбранных, менее 60 с.
Наземная станция «Коралл» (второе поколение наземных
станций носит название «Калина») включает наземную аппа-
ратуру телесигнализационно-траекторной радиолинии «Краб»,
аппаратуру наземной станции «Пост-2Д» и устройство, обе-
Пульт управления наземной станции радиолинии
«Коралл»
Комплект бортовой аппаратуры радиолинии «Коралл»
392
Глава 15
спечивающее передачу временных программ по каналу, совме-
щенному с каналом передачи разовых команд, а также устрой-
ства для сверки наземной и бортовой шкал времени.
В наземной станции «Коралл» впервые были внедрены
элементы автоматизации процессов управления и контроля
радиолинии, реализованные аппаратными средствами (время
применения ЗАМ тогда еще не наступило). Выполнение задач
автоматизированного управления КА в наземной станции «Ка-
лина» было реализовано программно-аппаратным способом.
В ее состав входит информационно-вычислительное устрой-
ство на базе микро-ЭВМ «Электроника-бОМ», которое осу-
ществляет управление устройствами передачи, приема, хране-
ния, отображения и регистрации информации.
Разработан унифицированный ряд бортовой аппа-
ратуры в составе четырех модификаций: «Коралл-А»,
«Коралл-А2», «Коралл-АЗ» и «Коралл-Аб». Бортовое
устройство «Коралл-А» включает вызывной блок (В1-685А),
устройство приема разовых команд и временной программы
(ПРН-Б с ДШР-Б), программно-временное устройство (ПВУ),
устройство траекторно-телесигнализационных измерений
(«Краб-АЗ») и коммутирующее устройство. В наземной стан-
ции и бортовой аппаратуре «Коралл» используются антенны
всенаправленного (слабонаправленного)излучения.
Основные технические характеристики радиолинии
«Коралл»
Дальность действия - >6000 км
Время перестройки одного КА на другой из 10 предвари-
тельно выбранных - < 60 с
Объем временной программы - до 120 слов
Число разовых команд - до 2940
Ошибка измерения радиальной скорости (систематиче-
ская) - < 0,1 м/с
Число принимаемых каналов телесигнализационной ин-
формации-16 и 32
Диапазон доплеровского смещения частот:
-	по несущей частоте f, - ±4,5 кГц;
-	по несущей частоте /2- ±6,0 кГц
Вид модуляции сигнала телесигнализационной информа-
ции и сигналов «квитанции» - относительно-фазовая л
-манипуляция
Вид кода телесигнализационной информации - двоич-
ный, фазово-разностный
Наземными станциями «Коралл» оснащаются десять
командно-измерительных пунктов, наземными станциями
«Краб» - пять измерительных пунктов полигонов запуска
КА. Радиолиния применялась для проведения всех функций
управления ряда ИСЗ, включая ИСЗ «Метеор», серии АУОС,
«Бион».
Работа удостоена Государственной премии СССР. Группа со-
трудников награждены государственными наградами.
Командные радиолинии в СВЧ-диапазоне волн
В предыдущих разделах были рассмотрены радиолинии
управления КА в УКВ-диапазоне волн. В данном разделе рас-
сматриваются радиолинии управления КА в СВЧ-диапазоне,
а именно в сантиметровом его участке.
Командно-траекторная радиолиния «Тайга»
В соответствии с постановлением от 22 мая 1959 г.
в ОКБ-1 началась разработка отечественного спутника фото-
наблюдения за поверхностью Земли. Они разрабатывались
на той же конструктивной основе, что и космические кораб-
ли типа «Восток». Полет первого спутника фотонаблюдения
под условным наименованием «Космос-4» начался 26 марта
1962 г. Основные конструктивные отличия ИСЗ «Космос-4»
от «Востока» состояли в размещении вместо кресла и средств
обеспечения жизнедеятельности космонавта фотоаппаратов
Основные технические характеристики радиоканала
«Земля - борт» радиолинии «Коралл»
Диапазон волн - 35-50 МГц
Число рабочих волн -1875
Мощность наземного передающего устройства - >800 Вт
Чувствительность бортового приемного устройства -
-115 Дб х Вт
Вид модуляции сигнала при передачи РК и программ -
ЧИМ-ЧМн-АМ
Объем (количество слов) временной программы - до 128
Количество поднесущих частот - 4
Количество манипуляционных частот - 5
Код РК - двухразрядный пятеричный
Код слов временной программы - 25- или 32-разрядный
двоичный
Основные технические характеристики радиоканала
«борт - Земля» радиолинии «Коралл»
Отношение двух несущих (/1 и /2) - 3/4
Число рабочих волн - 60
Мощность бортового передатчика - 20-75 мВт
Чувствительность наземного приемника --120 Дб х Вт
Наземная станция управления «Тайга»
393
АО «НИИ ТП»
для съемки из космоса и средств, обеспечивающих доставку
на Землю отснятой пленки в спускаемом аппарате.
Главное отличие в телеуправлении ими состояло в том,
что во время полета, наряду с формированием и передачей
на борт КА разовых команд, требовались формирование и за-
кладка в их бортовое полуавтоматическое устройство слож-
ных программ выполнения очередных сеансов фотонаблю-
дения. Только так можно было выбирать фотографируемый
из космоса район с учетом изменяющейся обстановки - от-
сутствием над ним облачности, достаточной освещенности
Солнцем и т. д.
Ранее созданные наземные станции командных радио-
линий закладывать таких программ не могли. Надо было
создавать функционально новые командно-программные
радиолинии. К тому же следовало учесть целесообразность,
в дальнейшем, совмещения в новых радиолиниях функции
передачи командно-программной информации с функция-
ми траекторных измерений и приема части телеметрических
данных.
К разработке командно-программной радиолинии управле-
ния КА «Космос-4» НИИ-648 приступил в 1960 г. Эта радиоли-
ния, получившая название «Тайга», является первой радиолини-
ей управления КА, работающей в СВЧ-диапазоне волн в режиме
непрерывного излучения. Для гарантийного управления КА
в случае аварийной ситуации с сантиметровой (основной) ради-
олинией в состав радиолинии «Тайга» включена дублирующая
(служебная) радиолиния управления в УКВ-диапазоне волн.
Командно-программная радиолиния «Тайга» обеспечи-
вает автоматизированное управление КА путем осуществле-
ния следующих функций в основном (в сантиметровом диа-
пазоне волн) и служебном (в УКВ-диапазоне волн) режимах
работы:
-	передачи на борт КА разовых команд непосредственно-
го исполнения;
-	передачи на борт КА временной программы работы бор-
товых систем;
-	передачи с борта КА квитанций на разовые команды и
слова временной программы;
-	сверки бортового времени с наземным.
Основные технические характеристики
радиолинии «Тайга»
Дальность действия - >2500 км
Количество разовых команд:
-	простых - 75;
-	сложных - 5
Время передачи разовых команд:
-	простых - 2,0 мс;
-	сложных - 2,3 мс
Скорость передачи временной программы - 2,2 слов/с
Точность сверки бортового и наземного времени:
-	вСМ-диапазоне-1;
-	в УКВ-диапазоне-100
Масса бортовой аппаратуры - < 100 кг
Энергопотребление в сеансе связи
-	в основном режиме - < 90 Вт;
-	в служебном режиме - < 45 Вт
Энергопотребление в дежурном режиме -10-12 Вт
Наземная антенна в СМ-диапазоне - приемо-передаю-
щая, направленная, следящая с коническим сканированием
приемного облучателя.
Обнаружение КА и вхождение в связь в основном режиме
осуществляется путем «захвата» наземной станцией немоду-
лированной несущей частоты, излучаемой бортовым санти-
метровым передающим устройством. Перед этим наземная
антенна по данным целеуказания направляется в точку «ожи-
дания» КА. Сигнал бортового сантиметрового передающего
устройства используется наземной станцией для слежения за
КА по угловым координатам и по частоте Доплера.
Доплеровский сдвиг частоты бортового передающего
устройства радиоканала «борт - Земля» выделяется в назем-
ном приемном устройстве, пересчитывается и добавляется
с обратным знаком к несущей частоте радиоканала «Земля -
борт». В результате чего сигнал наземного сантиметрового пе-
редающего устройства будет всегда находиться на полосе про-
пускания бортового приемного устройства, равной 10-12 кГц,
несмотря на величину доплеровского сдвига частоты в радио-
канале «Земля - борт», достигающего ±200 кГц.
Способ передачи командно-программной информации по
радиоканалу «Земля - борт» для обоих (основного и служеб-
ного) режимов одинаков: непрерывно излучаемые две несу-
щие частоты, разнесенные на фиксированную величину (/н1,
/н2) модулируются по амплитуде семью низкими (тональны-
ми) частотами (F1t F2, F3, F4, F5 - для кодовых посылок разо-
вых команд; F6, F7 - для кодовых посылок слов временной
программы).
Кодирование командно-программной информации про-
изводится:
-	простых разовых команд - 6-разрядным двадцатипяти-
ричным кодом;
-	сложных разовых команд - 8-разрядным двадцатипя-
тиричным кодом;
-	слов временной программы - 34-разрядным двоичным
кодом.
Длительность кодовых посылок разовых команд -150 мс,
общая длительность разовых команд:
-	простых -1,6 с;
-	сложных-1,9 с
Длительность кодовых посылок слов временной про-
граммы-Юме.
394
Глава 15
Защита от сбоев сигналов разовых команд и слов вре-
менной программы в радиолинии «Тайга» обеспечивается
получением квитанций на их прохождение на борт КА и по-
вторением передачи в случае сбоя.
Воспроизведение ложных разовых команд при организо-
ванном радиопротиводействии в основном режиме затруд-
нено за счет:
-	сложности разведки параметров излучения радиокана-
ла «Земля - борт» (узкая диаграмма излучения и малый уро-
вень боковых лепестков наземной антенны; большой ассор-
тимент использования литеров несущих частот в достаточно
широком участке диапазона волн);
-	узкополосного приема сигналов с непрерывным из-
лучением;
-	большого ассортимента использования шифров разо-
вых команд.
Наземными станциями радиолинии «Тайга» были осна-
щены 6 измерительных пунктов командно-измерительного
комплекса страны, с помощью которых с апреля 1962 г. по
октябрь 1964 г. было осуществлено управление 10 космиче-
скими аппаратами «Космос-4».
Совмещенная радиолиния автоматизированного управ-
ления космическими аппаратами «Куб»
В 1962 г. была начата разработка второго поколения
средств управления КА в СВЧ-диапазоне волн - радиолинии
«Куб». В радиолинии «Куб» совмещены функции командно-
программного управления, траекторных измерений и передача
обобщенной телесигнализационной информации КА. Таким об-
разом, был сделан существенный вклад в направлении созда-
ния совмещенных систем автоматизированного управления КА
в СВЧ-диапазоне волн.
В командной радиолинии «Куб» были предусмотрены
также дополнительные функции:
-	обеспечение работ по пяти КА, одновременно находя-
щихся на орбите;
-	автономность функционирования бортовой аппаратуры
на время до одного месяца.
Автоматизированное управление КА в радиолинии обе-
спечивается путем:
-	измерения текущих значений наклонной дальности, ра-
диальной составляющей скорости и угловых координат КА;
-	передачи с наземных станций на борт КА разовых ко-
манд и временных программ;
Функциональные аппаратные комплексы станции «Куб-У»
-	передачи с борта КА квитанций на разовые команды и
слова программы;
-	проведение сверки бортового времени с наземным;
-	передача с борта КА телесигнализационной информации,
характеризующей состояние бортовых систем;
-	воспроизведение на борту КА полученных с наземных
станций программ работы бортовых систем.
Для гарантированного управления КА в случае аварийных
ситуаций с сантиметровой (основной) радиолинией в состав
«Куба» включена дублирующая радиолиния управления (слу-
жебный канал) в УКВ-диапазоне волн.
Служебный канал радиолинии «Куб» также выполняет
все функции автоматизированного управления КА, за исклю-
чением измерения наклонной дальности до КА. При этом для
передачи квитанций на разовые команды и слова временной
программы, а также для сверки бортового времени с назем-
Функциональные аппаратные комплексы станции «Куб-У»
395
АО «НИИ ТП»
ным в служебном канале используется аппаратура радиолинии
«Краб». Таким образом, реализовано аппаратное дублирова-
ние радиолинии в другом диапазоне волн, обладающем техни-
ческими преимуществами беспоискового и бесподстроечного
вхождения в связь.
С целью максимального использования наземных стан-
ций «Тайга-У» в радиолинии «Куб» были сохранены несущие
частоты основного и служебного каналов, способы кодирова-
ния командной и программной информации.
Основные технические характеристики наземной станции
«Куб»
Диапазон волн
-	основного канала - СВЧ;
-	служебного канала - УКВ
Мощность передатчика основного канала - >1000 Вт
Число передаваемых на борт КА разовых команд немед-
ленного исполнения - до 75
Количество передаваемых на борт КА слов временной
программы-до 109
Точность измерения наклонной дальности 5 - < 20 м
Точность измерения радиальной составляющей скорости
5 -(0,15-0,5) м/с
Точность измерения угловых координат КА - 1 деление
угломера
Время приема с борта КА, регистрация и выдача в линии
связи телесигнализационной информации по 31 каналу-
16с
Время перехода с работы по одному КА к работе с другим
-<3 мин
Погрешность сверки бортового времени с наземным -
1 мкс
Дальность действия - 2500 км
Бортовая аппаратура реализовывалась в нескольких
модификациях: «Куб», «Куб-СВИ», «Куб-ЦБ». Выполняемые
функции бортовой аппаратуры:
-	прием на борту КА и немедленное исполнение разовых
команд;
-	прием на борту КА и последующее исполнение времен-
ной программы;
-	передача квитанций на принятые разовые команды и
слова временной программы;
-	передача с борта КА информации 31 телесигнализаци-
онного канала с точностью ±5 % за 16 с;
-	ретрансляция сигналов дальности наземной станции
для измерения наклонной дальности до КА;
-	излучения высокостабильного СВЧ-сигнала для измере-
ния радиальной составляющей скорости движения КА;
-	формирование текущего бортового времени, его сверка
с наземным и коррекция.
Для реализации автономного управления КА в бортовую
аппаратуру введен счетчик времени, емкость которого вы-
брана достаточной для обеспечения времени автономности,
а в словах гибкой программы, кроме параметрической части,
предусмотрена временная часть, определяющая время ис-
полнения параметрической части. Передаваемая в сеансе
связи программная информация закладывается в запоми-
нающее устройство и по мере совпадения временных частей
слов программы с текущим временем исполняется. По мере
очистки запоминающего устройства возможна дополнитель-
ная закладка слов программы. В случае нарушения связи
с КА аппаратура работает автономно до полного исполнения
вложенных в память программ.
В радиолинии «Куб» используются следующие методы
измерения параметров движения КА:
1.	Измерение текущих значений радиальной составляю-
щей скорости КА осуществляется беззапросным методом,
путем определения доплеровского смещения несущей часто-
ты бортового передающего устройства. Требуемая точность
измерения обеспечивается за счет применения в радиолинии
«Куб» высокостабильных (атомных) бортового и наземного
эталонов частоты.
2.	Измерение наклонной дальности осуществляется фа-
зовым четырехшкальным методом с ретрансляцией сигналов
дальности бортовой аппаратурой радиолинии. Каждой из че-
тырех шкал соответствует своя частота дальности, образуемая
разносом несущих частот наземной станции на величины Fg1,
Fg2, Fg3 и F^. Бортовое приемное устройство выделяет из раз-
несенных несущих частот частоты дальности (Fg1, Fg2, Fg3 F^), ко-
торыми модулируется по амплитуде несущая частота бортово-
го передающего устройства. Этот сигнал, принятый наземным
приемным устройством, детектируется и сравнивается по фазе
с опорным сигналом дальности наземной станции. В результа-
те последовательной совместной обработки измеренных раз-
ностей фаз на четырех шкалах определяется текущее значение
наклонной дальности до КА.
3.	Измерение угловых координат положения КА производит-
ся с помощью следящей антенны наземной станции.
Радиолиния «Куб» применялась для выполнения всех
функций управления модуля «Квант» станции «Мир» и ряда
КА. Аппаратура устанавливалась на объекты с 1970 г. Назем-
ными станциями «Куб» оснащены 10 КИПов командно-изме-
рительного комплекса.
Разработка радиолинии «Куб» удостоена Государствен-
ной премии СССР. Ряд сотрудников награждены государ-
ственными наградами. В разработку, изготовление, испы-
тания и обеспечение работ по КПТТРЛ «Куб» большой труд
вложили работники АО «НИИ ТП» Г.В.Ананьева, В.А.Алексеев,
В.Н.Бабкин, В.В.Багреев, В.С.Белов, Ю.А.Белянкин,
Ю.И.Биргер, Н.К.Бухардинов, Б.П.Дементьев, В.В.Доберов,
А.Ф.Калинин, Ю.А.Козко, И.П.Корнилов, В.К.Корольков,
В.Я.Кунин, Э.О.Майхин, Г.С.Найвельт, В.А.Негода, Я.З.Перля,
А.Г.Ревуненков, В.С.Риман, Л.И.Рудерман, Е.А.Хавин,
А.С.Хлебников, В.В.Шкирятов, А.И.Шпунтов и др.
Бортовая аппаратура радиолинии «Куб-А»
396
Глава 15
Автоматизированная командно-измерительная система
«Куб-Контур»
Качественный скачок в управлении космическими аппа-
ратами - переход к автоматизированному управлению - был
достигнут после создания в 1970-1981 гг. третьего поколе-
ния радиолинии управления КА в СМ-диапазоне волн - ко-
мандно-измерительной системы «Куб-Контур». Разработка
проводилась под руководством главного конструктора на-
правления А.Ф.Калинина, в 1964-1985 гг. возглавлявшего
в НИИ ТП тематическое направление «Командно-измери-
тельные системы и наземные комплексы управления кос-
мическими аппаратами».
Был создан унифицированный ряд модификаций борто-
вой аппаратуры и унифицированные наземные станции, ко-
торые совместно с автоматизированным центром управления
полетом обеспечивает надежное управление КА, использу-
ющих программно-временной и программно-координатный
методы управления. КИС обладает высокой помехозащи-
щенностью за счет использо-
вания широкополосных шумо-
подобных сигналов (впервые
в стране), режима со «скачком»
частоты (впервые в мире) и ме-
тодов информационной крип-
то-имитостойкости. Специаль-
ное кодирование информации
и решающая обратная связь
обеспечивает требуемую до-
стоверность передачи инфор-
мационных массивов.
КИС «Куб-Контур» обеспе-
чивает высокоточные изме-
рения параметров движения
КА: радиальной составляющей
скорости движения КА, теку-
щих значений наклонной даль-
ности КА, а следящая антенна
наземной станции - его угло-
вые координаты.
А.Ф.Калинин.
Д.т.н., профессор. Действ,
член РАКЦ.
Лауреат Государственной
премии СССР, премии Пра-
вительства РФ. Заслужен-
ный деятель науки РФ
Автоматизация процессов управления и контроля в на-
земной станции КИС «Куб-Контур» обеспечивает до 100—
120 сеансов управления в сутки. С этой целью в НС КИС
введены ЭВМ (М-222). Таким образом, решена задача управ-
ления большим числом КА, одновременно находящихся на
орбите.
В радиолинии совмещены процесс приема-передачи
управляющей информации и процесс измерения текущих на-
вигационных параметров и реализована синхронная работа
каналов «Земля - КА» и «КА - Земля».
Наземная аппаратура выполнена в основном на микро-
электронной элементной базе в виде стандартных модулей -
сборок, обеспечивающих оперативный поиск неисправностей
и ремонт аппаратуры в процессе ее эксплуатации.
Наземной аппаратурой комплекса «Куб-Контур» в 1978—
1989 гг. были оснащены 11 КИПов командно-измерительного
комплекса страны, в т. ч. измерительные комплексы космо-
дрома.
Основные технические характеристики наземных стан-
ций КИС «Куб-Контур»
Диапазон волн - СВЧ
Число передаваемых на борт КА разовых команд - 650
Темп передачи разовых команд -1 с
Мощность передатчика - >1000 Вт
Скорость передачи на борт КА массивов управляющих
команд - 230 бит/с
Точность измерения наклонной дальности КА-< 15 м
Точность измерения радиальной скорости движения КА
- < 0,05 м/с
Точность сверки и коррекции бортовой и наземной шкал
времени - 0,03 мс
Бортовая аппаратура КИС «Куб-Контур» унифициро-
вана для объектов целевого назначения и различные мо-
дификации бортовой аппаратуры комплектуются из уни-
фицированных контейнеров пяти типов: «Б» - приемного
устройства, «Г» - передающего устройства, «В» - устрой-
ства вторичной обработки информации, «П» - программ-
Наземная станция КИС «Куб-Контур»
397
АО «НИИ ТП»
ного устройства, «Т» - устройства телесигнализации. Для
сопряжения унифицированных устройств с бортовыми
системами КА и решения специфических для данного объ-
екта задач используются контейнеры специального назна-
чения - «С» и «У».
Бортовая аппаратура выполняет следующие функции:
-	прием и дешифрация разовых команд немедленного ис-
полнения и массивов рабочих и временных программ;
-	запоминание и исполнение в заданное время времен-
ных программ (для КА с программно-временным методом
управления);
-	формирование и излучение высокочастотных сигналов
для вхождения в связь с наземной станцией и реализации
орбитальных измерений - радиальной скорости, угловых ко-
ординат;
-	передача по обратному каналу параметров, используе-
мых наземной станцией для измерения наклонной дальности;
-	передача телесигнализационной информации, а также
квитанций о прохождении командно-программных массивов
на борт КА;
-	формирование временных меток и сигналов синхроча-
стот.
Радиолиния КИС «Куб-Контур» обеспечивает устойчи-
вую связь как в ориентированном режиме полета КА, так и
в случае потери КА ориентации (нештатная ситуация) за счет
использования в бортовой аппаратуре радиолинии двух сла-
бонаправленных, разнесенных по поверхности КА на 180 ° ан-
тенн, излучающих ортогональные сигналы в радиолинии «КА
- Земля», а в радиолинии «Земля - КА» - путем автовыбора
одной из этих антенн с большим сигналом.
Кроме того, обеспечивается по определенной логике ав-
тономные (независимо от бортовой системы управления КА)
включения бортовой аппаратуры КИС в сеансы связи и ее
выключение из сеансов связи с привязкой этих включений
к зонам радиовидимости наземных станций КИС.
КИС «Куб-Контур» и созданный на ее базе наземный ком-
плекс управления обеспечили автоматизированное управле-
ние:
-	пяти типов КА разработки ЦСКБ «Прогресс»; одного
типа КА разработки КБ «Южное»;
-	четырех модулей космической станции «Мир» разработ-
ки ГКНПЦ им. Хруничева: «Квант-2», «Кристалл», «Спектр»,
«Природа».
За успешное выполнение работ по созданию КИС «Куб-
Контур» группа сотрудников была удостоена правительствен-
ных наград. Среди них-В.Н.Бабкин, В.В.Багреев, Р.В.Буслаев,
Ю.М.Галантерник, Ю.А.Гу-менюк, А.Ф.Калинин, В.Н.Максаков,
Л.К.Молчанов, Р.Б.Прудков, А.Г.Резников, Б.В.Трапезников,
Б.А.Ула-нов, В.В.Черкасов и др.
Автоматизированная линия управления КА «Контур-
Сплав»
В 1980-х гг. начинается эксплуатация спутников-ре-
трансляторов на геостационарных орбитах для обеспече-
ния оперативной ретрансляции больших объемов цифро-
вой информации от КА оптико-электронного наблюдения
(KA-абоненты) на наземные пункты приема в реальном мас-
штабе времени.
Комплекс использовал широкополосные ретрансляторы
системы «Сплав», работающие в Ku-диапазоне частот. Ан-
тенна, установленная на СР, представляла собой активную
фазированную решетку с 16 приемными и 16 передающи-
ми лучами. Диаграмма направленности каждого луча могла
быть перенацелена в пределах ±8,5 °, что делает этот тип
антенны особенно удачным для сопровождения низколетя-
щих КА-абонентов.
В НИИ ТП на базе КИС «Куб-Контур» начинается разработка
радиолинии управления КА-абонентов через СР, совмещенной
на трассе «СР ГСО KA-абонент» с радиолинией передачи це-
левой информации «Сплав». Радиолиния получила название
«Контур-Сплав» и была введена в эксплуатацию в 1986 г.
Так было реализовано впервые в мире глобальное управ-
ление КА по трассе «Земля <-► СР ГСО <-► КА-абонент».
В состав аппаратуры радиолинии управления «Контур-
Сплав» входят:
-	наземная станция радиолинии управления;
-	унифицированная бортовая аппаратура КИС «Куб-
Контур», позволяющая реализовать ее работу как в непо-
средственном, так и в ретрансляционном режимах управле-
ния КА-абонентами;
-	бортовая аппаратура приемо-передачи целевой инфор-
мации и информации автоматизированного управления на
СР (входит функционально);
-	бортовая аппаратура приема-передачи ЦИ и информации
АУ на KA-абоненте (входит функционально).
НС РЛУ, в состав которой входят наземный комплекс
управления KA-абонента и наземный комплекс управления
спутником-ретранслятором, взаимодействует с ними в процес-
се функционирования на уровне их центров управления поле-
том следующим образом:
-	НКУ СР ГСО обеспечивает выдачу на НС РЛУ следующие
данные:
Отдельные платы и блоки аппаратуры
«Куб-Контур А»
398
Глава 15
Фрагмент приборного шкафа наземной
аппаратуры «Куб-Контур»
Приемное устройство
(контейнер Б-2)
бортовой аппаратуры «Куб-
Контур А»
Передающее устройство
(контейнер Г-689) бортовой
аппаратуры «Куб-Контур А»
Контур А»
Устройство вторичной обработки
(контейнер В-689) бортовой
аппаратуры «Куб-Контур А»
Гибкое программное устройство
(контейнер П-1) бортовой аппаратуры
«Куб-Контур А»
Сопрягающее устройство
(контейнер С-11) бортовой
аппаратуры «Куб-Контур А»
•	начальные условия движения СР ГСО для наведения НС
РЛУ на него по условным координатам, дальности и радиаль-
ной скорости;
•	расписания сеансов работы каналов ретрансляции СР
ГСО;
-	НС РЛУ выдает в ЦУП СР ГСО данные:
•	информацию о состоянии НС РЛУ по результатам ее ав-
тономного контроля;
•	информацию о функционировании каналов ретрансля-
ции сообщений АУ KA-абонента через СР ГСО;
-	НКУ KA-абонента обеспечивает выдачу на НС РЛУ сле-
дующих данных:
•	технологической информации о готовности бортовой
аппаратуры КИС «Куб-Контур» KA-абонента к режиму работы
через СР ГСО;
•	начальных условий движения KA-абонента для наведения на
него НС РЛУ по дальности и радиальной скорости;
•	информации автоматизированного управления КА-
абонента для обмена с ним через СР ГСО.
В РЛУ «Контур-Сплав» реализованы все основные перспек-
тивные технические решения, исполненные в КИС «Куб-Контур»:
-	применены широкополосные псевдослучайные сигналы
и оптимальная их обработка с целью повышения их помехо-
защищенности;
-	совмещены по времени функции передачи командно-
программной информации с проведением траекторных из-
мерений;
-	обеспечена крипто- и имитозащита передаваемой ин-
формации.
Радиолиния управления «Контур-Сплав» использовалась
для автоматизированного управления КА разработки ЦСКБ
«Прогресс».
Автоматизированная радиотехническая система управ-
ления КА «Компарус»
В 1990-е гг. в НИИ ТП под руководством главного конструк-
тора направления Ю.М.Галантерника разрабатывается первая
в российской космической практике конверсионная командно-
измерительная система «Компарус» для управления научными,
народно-хозяйственными КА и КА международного назначе-
ния. Система создается в порядке конверсии аппаратуры КИС
«Куб-Контур» и является четвертым поколением КИС в СВЧ-
диапазоне волн.
КИС «Компарус» обеспечивает автоматизированное
управление группировкой находящихся на орбите КА
с пропускной способностью 120 объекто-сеансов управ-
ления в сутки. Надежность управления обеспечивается за
счет высокоточных траекторных измерений, высокой до-
399
АО «НИИ ТП»
стоверности передачи массивов информации, используе-
мой в контуре управления по радиоканалам «Земля - КА»
и «КА - Земля», а также за счет глубокого резервирования
бортовой аппаратуры.
В КИС «Компарус» (как и в КИС «Куб-Контур») используют-
ся псевдошумовые сигналы, методы информационной крип-
то- и имитостойкости, специальное кодирование информации,
в совокупности обеспечивающие высокую помехозащищен-
ность радиолинии; применение специального кодирования
информации и решающая обратная связь обеспечивают тре-
буемую достоверность передачи информационных массивов.
Для обеспечения повышенной скорости передачи инфор-
мации на борт КА в КИС «Компарус» применен способ пере-
дачи информационных сообщений без ожидания квитанций на
переданные элементарные сообщения (допускается запазды-
вание квитанций, равное времени передачи 3-10 элементарных
сообщений).
В радиолинии КИС совмещены процессы приемо-пере-
дачи управляющей информации и процесс измерения теку-
щих навигационных параметров (траекторных измерений)
КА с точностями, достаточными для долгосрочного прогноза
параметров орбиты КА любого целевого назначения.
Соответствующие модификации бортовой аппаратуры
КИС обеспечивают как возможность передачи в бортовой
комплекс управления КА информационных массивов рабо-
чих программ для осуществления программно-координатно-
го управления КА, так и возможность приема, запоминания и
обработки информационных массивов для программно-вре-
Группа награжденных за создание аппаратуры «Куб-Контур» и обеспечение эксплуатации объектов
с ее применением
400
Глава 15
Радиолиния управления КА «Контур-Сплавы»
(принцип действия)
Ю.М.Галантерник.
Д.т.н., доцент. Действ, член РАКЦ. Лауреат премии
Правительства РФ. Заслуженный машиностроитель РФ
менного управления КА (управления КА в рассчитанные на
Земле моменты времени). Метод программно-временного
управления КА позволяет обеспечить автономный (без вме-
шательства с Земли) режим управления КА в течение дли-
тельного времени орбитального полета.
Наличие в составе модификаций бортовой аппаратуры
КИС устройства сбора, запоминания со сжатием и передачи
на Землю телесигнализационной информации позволяет
исключить специальные средства традиционной высокоско-
ростной телеметрии.
В КИС возможна реализация метода оперативной (в про-
цессе сеанса связи с КА) обработки массивов траекторных
измерений, передачи их на борт данного КА, запоминания
на борту КА и последующего сброса в пункт обработки бал-
листической информации, т. е. метод переноса траекторной
информации в режиме «электронной почты». Это позволяет
существенно разгрузить наземные линии связи.
Радиолиния КИС обеспечивает устойчивую связь как
в ориентированном режиме полета КА, так и в случае по-
тери КА ориентации, за счет использования в радиолинии
«КА - Земля» двух слабонаправленных разнесенных по
поверхности КА на 180 ° антенн, излучающих ортогональ-
ные сигналы, а в радиолинии «Земля - КА» - путем авто-
выбора одной из этих антенн с большим сигналом.
Так как КИС является единственным средством вмеша-
тельства в функционирование КА с Земли в случае нештат-
ных ситуаций, в КИС «Компарус» впервые в мире реализован
способ парирования отказов функциональных устройств,
обеспечивающий автоматическое восстановление работоспо-
собности при множественных отказах основных и резервных
устройств при условии сохранения работоспособности хотя
бы одной конфигурации этих устройств, обеспечивающей
прохождение на борт КА командно-программной информа-
ции. При этом отсутствие в бортовой аппаратуре КИС специ-
альных бортовых генераторов тестовых сигналов и сведение
к минимуму устройств встроенного контроля в процедуре
принятия решения по замещению отказавших устройств ре-
зервными делает процесс парирования отказов максимально
достоверным.
Модификации бортовой аппаратуры «Компарус-А» име-
ют одинаковую базовую часть (антенны, приемо-передающее
устройство, устройство вторичной селекции), унифицирован-
ную часть (программно-временное и телесигнализационное
устройство) и сопрягающие устройства, отражающие спец-
ифику интерфейса конкретных космических аппаратов.
Бортовая аппаратура разработана в виде трех групп мо-
дификаций, различающихся объемом выполняемых функ-
ций, весом 25, 50 и 80 кг соответственно, сроком активного
КИС «Компарус» (принцип действия)
401
АО «НИИ ТП»
Контейнеры бортовой аппаратуры КИС «Компарус» (20,50,80 кг)
существования 5-10 лет и вероятностью безотказной работы
более 0,99.
Бортовая аппаратура разработана с использованием со-
временной элементной базы (отечественного производства)
имеет вес в 2,5 раза меньше аналогичной аппаратуры преды-
дущего поколения при сохранении и улучшении технических
характеристик.
Специалистами института разработана также эффективная
многоэтапная жесткая система наземных испытаний каждого
комплекта бортовой аппаратуры КИС и ее составных частей
с применением контрольно-проверочной аппаратуры. КПА
системы «Компарус» является высокоавтоматизированной
благодаря применению мощных ЭВМ и обеспечивает проверки
Контрольно-проверочная аппаратура КИС «Компарус»
Мобильная станция радиоуправления КИС «Компарус-У1»
бортовой аппаратуры с глубиной и достоверностью, не обеспе-
чиваемой ни одним аналогичным контрольным комплексом
как у нас в стране, так и за рубежом. Автономные проверки
бортовой аппаратуры КИС производятся на заводе-изготови-
теле бортовой аппаратуры, также как комплексные проверки
и предпусковая подготовка КА - на предприятии-изготовителе
КА, и на полигоне запуска.
Наземный комплекс управления КА, решая совместно
с бортовой аппаратурой КИС задачи командно-программ-
ного, информационно-телеметрического и баллистического
обеспечения управления, осуществляет автоматизированное
управление полетом КА. Наземные станции «Компарус-У1»
в перевозимом исполнении имеют антенну диаметром зер-
кала 2,2 м и предназначены для автоматизированного управ-
ления КА ближнего космоса. Средствами центров управления
полетов «Компарус-Ц» и перевозимых наземных станций
«Компарус-У1» обеспечивается однопунктное управление КА
с любой территории.
Наземные стационарные станции «Компарус-У2» имеют
антенну с диаметром зеркала 5,5 м и предназначены для ав-
томатизированного управления как низкоорбитальными, так
и высокоорбитальными КА.
КА, оснащенные бортовой аппаратурой «Компарус-А», мо-
гут управляться с наземных станций «Куб-Контур», входящих
в состав наземных комплексов управления с существующими
центрами управления полетом космическими аппаратами.
Основные технические характеристики КИС «Компарус»
Диапазон частот - СВЧ
Мощность наземного передатчика -1500 Вт
Передача на борт КА разовых команд с темпом выдачи
1 с - до 750
Скорость передачи на борт КА массивов рабочих и вре-
менных программ - до 4000 бит/с
Скорость передачи на Землю квитанционной информа-
ции и цифровых массивов от систем КА - до 6000 бит/с
Сверка бортовой и наземной шкалы времени, коррекция и
фазировка бортовой шкалы времени с точностью 25 мкс
Точность измерения наклонной дальности КА-<10 м
Точность измерения радиальной скорости движения КА
- < 0,03 м/с
Запоминание на борту КА временных программ объемом
- до 32000 бит
Сбор, запоминание со сжатием и передача на Землю ин-
формации телесигнализации:
-	от 64 функциональных датчиков;
402
Глава 15
-	от 448 релейных (сигнальных) датчиков
Дальность действия - до 56000 км
Вес бортовой аппаратуры - 80 кг
Потребляемая мощность -140/30 Вт
КИС «Компарус» применялась для автоматизированного
управления:
-	первого элемента Международной космической стан-
ции функционально-грузового блока «Заря»;
-	разгонных блоков выведения «Икар»;
-	метеорологического КА нового поколения «Метеор-ЗМ»;
-	КА «Фотон-М», «Бион-М», «Ресурс-ДК1», «Коронас-
Фотон», «Ресурс-П» и др.
За создание унифицированного ряда высоконадежных бор-
товых радиотехнических комплексов КИС «Куб-Контур» и «Ком-
парус» для управления КА с повышенной помехозащищенностью
сотрудники НИИ ТП Ю.М.Галантерник, ВАГеккер, ЮАГуменюк,
А.Е.Зелинский, АТ.Резников, М.С.Секретев, Л.И.Червякова,
А.В.Шишанов были удостоены премии Правительства РФ.
Центры управления полетом
Основным центральным звеном любого комплекса управле-
ния КА, в т. ч. разработки АО «НИИ ТП», является центр управле-
ния полетом. ЦУП в процессе орбитального полета КА осущест-
вляет:
-	планирование сеансов управления КА на основе заявок
потребителей:
-	определение параметров орбиты КА на основе измере-
ний наземными станциями КИС текущих навигационных пара-
метров и решение для управления КА баллистических задач;
-	расчет и формирование программ и списков разовых
команд управления бортовыми системами КА;
-	обработку телеметрической (телесигнализационной)
информации и анализ состояния и функционирования бор-
товых систем КА;
-	информационный обмен с наземными станциями КИС и
с взаимодействующими организациями.
При взаимодействии ЦУП с наземной станцией КИС пере-
дается следующая информация:
-	от ЦУП к наземной станции КИС:
•	начальные условия движения КА для расчета целеуказа-
ций на сеанс связи;
•	список разовых команд на каждый сеанс связи с КА;
•	информационный массив рабочей программы
или временной программы;
•	указания на проведение каждого сеанса связи с КА;
-	от наземной станции КИС в ЦУП:
•	квитанции на прохождение разовых команд, ра-
бочих и временных программ на борт КА;
•	массивы телесигнализационной информации,
поступившей с КА;
•	массивы данных измерений текущих навигаци-
онно-баллистических параметров;
•	оперативные сообщения о получении из ЦУП
сеансовой информации;
•	экспресс-отчеты о проведенном сеансе связи
с КА.
Обмен информации между ЦУП и наземными станциями
КИС осуществляется как по автоматизированным трактам пе-
редачи данных, так и по телефонным и телеграфным каналам
оперативной командной связи.
В рамках создания наземных комплексов автоматизи-
рованного управления КА на базе КИС собственной раз-
работки, таких как КИС «Калина», «Куб-Контур», «Контур-
Сплав», «Компарус», были спроектированы, разработаны
и созданы более 15 ЦУПов КА, в т. ч. ЦУП КА «Фотон»,
«Метеор-3», «Ресурс-ДК1», «Ресурс-П». Готовятся ЦУПы
для управления и другими КА. При создании ЦУП при-
менялись технические решения, базирующиеся на совре-
менных компьютерных и информационных технологиях,
при максимальном обеспечении применения отечествен-
ных аппаратных и программных средств.
В основу технологии построения ЦУП КА положена сер-
вер-ориентированная схема построения аппаратных (вычис-
лительных) средств ЦУП. Данная модель построения аппа-
ратных средств практически отработана во всех современных
ЦУП разработки АО «НИИ ТП» и хорошо себя зарекомендова-
ла в процессе эксплуатации. Реализация этого технического
решения позволяет:
-	сосредоточить на высокопроизводительных серверах
приложений весь объем вычислительных операций, осущест-
вляемых в ЦУП;
Вид аппаратного отсека мобильной станции
радиоуправления КИС «Компарус-У1»
Аппаратура управления стационарной станции КИС «Компарус-У2»
403
АО «НИИ ТП»
-	создать централизованную базу данных ЦУП на серве-
рах базы данных;
-	организовать хранение данных с их многочисленным
резервированием на общем дисковом массиве;
-	создать сеть автоматизированных рабочих мест операторов
ЦУП на базе простых терминальных устройств;
-	внедрить централизованную систему обеспечения без-
опасности обработки и хранения циркулирующей в ЦУП ин-
формации.
Таким образом, в АО «НИИ ТП» сложилась и использует-
ся практически промышленная технология проектирования,
разработки и изготовления аппаратно-программных ком-
плексов ЦУП КА, что обеспечивает низкие затраты на созда-
ние НКУ в целом.
Завершая рассмотрение этапов деятельности тематиче-
ского направления АО «НИИ ТП» по разработке комплексов
управления КА, можно отметить следующее:
-	предприятие обладает успешным, более чем 40-летним,
опытом создания наземных комплексов управления косми-
ческими аппаратами на базе командно-измерительных си-
стем собственной разработки, таких как «Коралл», «Калина»,
«Куб», «Куб-Контур», «Контур-Сплав», «Компарус»;
-	созданные НКУ обеспечили качественное и оперативное
управление более чем 80 низкоорбитальными КА, многие из
которых являлись сложными многоцелевыми и высокодинамич-
ными (маневрирующими) объектами;
-	надежность (вероятность выполнения технологических
циклов управления) созданных НКУ КА близка к единице; так,
за все время эксплуатации НКУ не было ни одного случая на-
рушений программы полета КА по вине технических средств,
созданных и сданных в эксплуатацию.
Главные конструкторы направления «Командно-измеритель-
ные системы и наземные комплексы управления»: Абрам Михай-
лович Рабинович (1962 г.) - лауреат Сталинской премии; Виктор
Савельевич Кузьмичев (1962-1964 гг.); Алексей Федорович Ка-
линин (1964-1985 гг.) - д.т.н., лауреат Государственной премии
СССР и премии Правительства РФ, заслуженный деятель науки
РФ, действ, член РАКЦ; Владимир Николаевич Власов (1985-
1996 гг.) - к.т.н.; Юрий Михайлович Галантерик (1996-2002 гг.)
- д.т.н., лауреат премии Правительства РФ, действ, член РАКЦ;
Николай Михайлович Щербаков (2003-2007 гг.) - к.т.н.; Анато-
лий Владимирович Ларкин (2007- по наст, вр.) - лауреат Госу-
дарственной премии РФ.
404
ГЛАВА 16
КС.Ъа&М
АО «НИИ ТП»
Разработка радиотехнических систем
взаимных измерений для сближения
и стыковки космических аппаратов
Радиотехническая система взаимных
измерений «Игла»
Создание средств для сближения и стыковки кос-
мических кораблей тесно связано с пилотируемыми
кораблями «Союз», разрабатываемыми ОКБ-1 для ре-
шения в космосе целевых задач, в частности, пилотиру-
емого облета и исследования Луны. С помощью аппа-
ратуры стыковки предполагалось осуществить сборку
на околоземной орбите лунных кораблей на базе моди-
фикаций корабля «Союз» («7К»).
Сроки разработки и поставок объекта «7К» и ап-
паратуры стыковки (исполнитель - НИИ-648) были
определены «Графиком изготовления объектов «7К» и
комплектующих систем, приборов и элементов к ним»,
утвержденным решением Комиссии ВСНХ СССР по во-
енно-промышленным вопросам от 4 декабря 1963 г.,
выписка из которого была направлена в НИИ-648 при-
казом председателя Госкомитета по радиоэлектронике
СССР В.Д.Калмыкова № 608 от 30 декабря 1963 г.
Еще в 1963 г. ОКБ-1 разрабатывает и рассылает
ряду организаций, в т. ч. НИИ-648, тактико-техниче-
ские требования на систему стыковки. Уточнение тех-
нических требований и их согласование продолжались
практически в течение всего 1964 г. Оформление тех-
нического задания завершилось 13 ноября 1964 г.
Начатые по заказу ОКБ-1 работы по системе сты-
ковки, получившей название «Игла», на долгие годы
определили работы по одному из приоритетных направ-
Кодяюсия I’uoaoro сойота пари лого хо яПотзо СУ по воешо-
цроишжшвип вопросам в соответствии с кюг'шоваешюи Цд д :<д; н
Совета ?й«шстроа CJ6P о? 3 декабря ХЛ>3 г» L? 11:4-455 (цряказ
Е» 582 о? 16 декабря 1у63 г*)« рассмотрев а ао-гроСихя радот
по солданьо комплекса "Согл® рсиониои от 4 декабря 1D63 г. Ь
утвердила прсдст.шлепние Государственный водетотои ио
оборонно!! тахшнсо CuJP. Росу лре/ьонвии нозитшои по радио.ыиктро-
вако СССР» Оешистератвои ojopouu CvJP, Государствснш^ кооитетом
во ашаиио.чюй технике CJJ? я Академией наук С~С₽ п . •‘ лкп
гък/Т, оиоепвчнлаь .де вигодлдеш . объектов wi .иокоа "Со в
оймшо и в срока оогласдо црааокеиияи L& I»2t3v4 а 5|
L,. обязала ГосударствсиишЯ комитет по радпоалоктропшю CJUP
обеспечить пыи^лпенде работ ио коипяеяеу "Cows" согласно иршюае-
тиш 1*2*5,4 я 5;
п.5 обязала ГосудодстиешшЛ коиятот по иборогиоп техшим
ССбР/Тосударстзешшй когетст по ралноэлоктрошт С»бРе Государст-
венник еоозтот по авпа'дошюЛ технике C6JP содеостно с Совитеа
ваэодааго хозяйства и Украинский советов народного хозяй-
ства в поекчни/ срок озоспечить разработку и утэорпдоаяо уточне-
на!! я дополнении технической документа -ш» на изделия 11А57, инея
в ваду ясно. ьзовашю II пзделн; кз числа прочуезот.юшшх к адго-
товленв > в 1J64 г* проа л’он нархоаплзна в вачостве носители; объек-
тов коздяекса ®Сош". о учотоа требований» уста ;е<лошшх для но-
сителей объектов иЗКа° в частя их надежности;
п.4 поручила тобворожу»«Калы.каву, лооонгво у я Риб/коцу
О СЧСШЮи зиииторсс ьадних ВОДОКСТВ И <>{'ГЩШЗХШЙ В ЕССЯЧ-
вий срок-разрядов?ь и утьорднть «эринрадтая, ох?снечива»кд1о
эиа лвоиие обо г г.о вогкадксу "С-онг’ в обтюио а в сроки; ут-оря-
декныо постояош) ре .отпои.
Нрадсадатоло Госуъ-рствоиного коиитота
по радиоэлектронике СьиР
В.Калшков
Приказ председателя Госкомитета по радиоэлектронике СССР
405
АО «НИИ ТП»
ГОСУДЛРСЛосиный комитет
ПО ОБОРОННОЙ ТЕХНИКЕ СССР
ЛЬАЖАЬ! ОРАГПЛ ЛЕНИНА
ОПЫ1 НО-КОНСТРУКТОРСКОЕ I3IOPO № I
ЭК8.№
ДИРЕКТОРУ НИИ-648 ГКРЭ
тов. МНАЦАКАНЯНУ А.С,
По вопросу: препровождения технического задания на "Иглу?
Направляю в Баи адрес утвержденное техническое задание
на разработку радиосистемы кругового обзора и самонаведения
по теме "Союз" (шифр "Игла”).
Одновременно сообщаю, что вопросы, связанные о компанов-
кой аппаратуры,следует согласовывать с отделом Ж 15 ОКБ-1.
ПРИЛОЖЕНИЕ: упомянутое, I экз. на 20 листах, от вхЛ 0/5414сс
сов.секретно, только в адрес.
Письмо ОКБ-1 о направлении ТЗ на разработку системы стыковки
сближения и автоматического (или ручного) при-
чаливания, вплоть до механического контакта.
Анализ требований, предъявляемых к систе-
ме, показал, что по основным параметрам эти
требования на порядок превосходят характери-
стики в наиболее близких радиосистемах (го-
ловках самонаведения) того времени, а ряд тре-
бований, например, измерение взаимного крена,
вообще не предъявлялись и, соответственно, не
реализовывались. Опыта разработки подобных
систем ни в СССР, ни в мире не было. Таким обра-
зом, речь шла не об очередной разработке аппа-
ратуры, а об изобретении принципиально новой
радиотехнической системы.
В результате проработки вопросов построе-
ния системы специалистами НИИ-648 были опре-
делены основные черты системы для дальнейшей
детальной разработки. Были выбраны:
- рабочий диапазон частот - 3 ГГц - был
обусловлен минимальным влиянием на работу
системы мощных наземных радиолокационных
станций, возможностью реализации в едином
комплексе аппаратуры слабонаправленных
антенн кругового обзора, узконаправленной
следящей измерительной антенны и дополни-
тельных антенн взаимного крена, а также воз-
можностью построения передающих и прием-
ных устройств, обеспечивающих необходимую
дальность действия;
- характер использованного сигнала - не-
прерывное излучение с амплитудной модуля-
цией несколькими дальномерными сигналами
(«шкалами» дальности); радиолокационные
системы самонаведения того времени исполь-
зовали импульсный режим излучения, однако
в системе стыковки такой режим не обеспечивал
необходимую точность измерения радиальной
Е.В.Кандауров.
В 1953-1956 гг.
возглавлял в НИИ-648
отдел антенных устройств.
Д-Т-н.,
профессор. Лауреат
Ленинской премии
лений деятельности НИИ-648
(АО «НИИ ТП»).
В НИИ-648 создается новое
тематическое направление, на-
чальником отдела и главным
конструктором разработки на-
значается Евгений Васильевич
Кандауров.
Сложный процесс созда-
ния радиосистемы стыковки
«Игла» детально описан в ра-
боте Е.В.Кандаурова «Инерция
мышления в технике». Си-
стема стыковки «Игла» пред-
ставляет собой автономный
измеритель параметров от-
носительного движения двух
кооперируемых космических
аппаратов - «активного» («А»)
и «пассивного» («П») в про-
цессе их автоматического
составляющей скорости взаимного движения космических
кораблей и работу на малых дальностях; расчеты показали,
что все требования технического задания можно обеспечить
в режиме непрерывного излучения;
-	угловые измерения осуществлялись сканирующими ан-
теннами, установленными на выносных штангах и работаю-
щими в условиях открытого космического пространства;
-	координированная установка антенн канала крена
и ориентации обеспечили высокую точность сближения
космических кораблей на заключительном участке прича-
ливания, тем самым - надежное вхождение стыковочного
штыря «активного» корабля в приемный конус «пассив-
ного» корабля;
-	измерение угловой скорости линии визирования в инер-
циальной системе координат с заданной точностью осущест-
влялось гиростабилизированной следящей антенной путем
слежения за сигналом ответчика-ретранслятора сближающе-
гося корабля;
-	компоновка аппаратуры комплекса в виде запросчика,
установленного на «активном» космическом корабле, и от-
ветчика-ретранслятора, установленного на «пассивном» кос-
406
Глава 16
-УТВЕРЖДАЮ"
Главна
онстружтор
ЕВ/
1964г
•ZZ"
"СОГЛАСОВАНО
ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ
на разработку раджосжотемы кругового
обзора в самонаваденмя но теме "Союз"
/оф > "Игла"/
[астояжее техническое заданно составлено в соответствии
рененжем объединенном коллегии ПСОТ ж ГКРЭ от 14.УИ.64 г.
об изменении направлены работ по теме "Союз".
I. НАЗНАЧЕНИЕ
I. Еаджосистема кругового обзора н самоиаведенжя/жжфр
"Игла"/используется <ля осунествлеижя на орбите спутника
Земли сборки космических аппаратов из отдельных, доставляемых
на орбиту блоков /объекты "7К"/ и предназначена для ориентации
в измерения параметров взаимного движения объектов.
2. /адвосистема должна обеспечить:
- поиск, обнаружение и выдачу сигналов в сжстжму оржента-
цив и управления движением /ССУД/ на разворот сближаимнх
объектов для введения в сектор точного измерения отноежтель-
жжх параметров движения!
- измерение расстоянн! между объектами,относительно!
скорости движения объектов, угловых координат ж угловых
скоросто! перемецення линии визирования, угла взаимного квеиа
и выдачу результатов измерении в ССУД.
П. СОСТАВ АППАРАТУРЫ
I.	В состав аппаратуры входит:
- бортовая аппаратура;
- наземная контрольно-испытательная аппаратура.
2.	Бортовая аппаратура состоит из:
- системы кругового обзора;
ТЗ на разработку системы стыковки
3.-
- годоь*. иомииаведешя.
-	смстжмы жэмермш кальке а ж ж схоросхж;
-	сжстемж жзмвренжл углов крена>
-	аатжияо-фждерных устройств.
3. Коитродьжо-жспытатедьжм аппаратура служи дл*
проверка бортовом аппаратуры на заводе-жзготовжтежо
'О-ьактов ж техжжческой поз жим.
2. Лоске доведения стендовых ж самолетных испытаяк!
разработчиком должны быть представлены соответствуоане
матйрж&ды испытаний.
Настоедее ТЗ может уточниться ж дополняться в процессе
проежтжровакжя в разработки по согласованно сторон.
От ОКБ-I ГКОТ
__________/
-Г Люгосяму
Л *Г.
СИП. 3 ЭКЗ.
I - ОКБ-I ПСОх
2- ОКБ-I ГКОТ
3- Дело 62
исп.Паоенхжй
чо.ИбОч
мическом корабле, а также принятый вид излучения позво-
лили обеспечить требуемую точность измерения радиальной
скорости сближения кооперируемых космических кораблей
и текущего значения дальности между ними.
Таким образом, была разработана и реализована много-
параметрическая высокоточная измерительная радиотехни-
ческая система «Игла» в составе следующих взаимосвязан-
ных каналов:
-	канал обнаружения и кругового обзора и ориентации;
-	канал измерения углов;
-	канал измерения угловых скоростей в инерциальной
системе координат;
-	канал измерения угла взаимного крена;
-	канал измерения радиальной скорости сближения;
-	канал измерения взаимной дальности.
Взаимодействие каналов измерения в процессе стыков-
ки космических кораблей происходило следующим образом.
После подведения космических кораблей средствами
управления на расстояние порядка 25 км включенная аппа-
ратура стыковки начинает взаимный поиск. Поиск сигнала
в пространстве обеспечивается установленными на объек-
тах «А» и «П» двух антенн, каждая из которых осуществля-
ет поочередно прием и излучение сигнала в пределах по-
лусферы пространства так, что диаграмма направленности
обоих антенн излучает и принимает сигнал последователь-
но в полной сфере.
407
АО «НИИ ТП»
Принцип действия системы стыковки «Игла»
Одновременно аппаратура запросчика и ответчика обе-
спечивает обнаружение сигнала в заданном диапазоне частот,
и с помощью антенн ориентации производится измерение
угловых координат линии визирования объекта «П» по курсу
и тангажу. Результаты измерения выдаются в систему управ-
ления корабля для его разворота (ориентации) с целью введе-
ния в сектор точного измерения углоскоростных параметров
движения.
Канал измерения углов ориентации построен по принципу
амплитудной пеленгации по равносигнальному направлению.
Создаваемые при сканировании антенны ориентации равносиг-
нальное направление излучения, параллельное продольной оси
космического корабля, в зависимости от направления на источ-
ник излучения (объект «П») модулирует принимаемый сигнал
по амплитуде с частотой сканирования, причем глубина моду-
ляции и фаза огибающей по отношению к опорному сигналу
однозначно определяет величину и знак пеленга.
В режиме сближения производится измерение расстоя-
ния между кораблями, относительной скорости их сближения,
угловых координат линии визирования объекта «П» в двух
плоскостях (курса и тангажа), а также угловых скоростей
перемещения линии визирования объекта «П» в инерциаль-
ном пространстве и выдачу результатов измерения в систему
управления корабля.
Сближение «активного» корабля с «пассивным» осу-
ществляется по методу параллельного сближения с исполь-
зованием данных угловых скоростей линии визирования.
Измерение радиальной составляющей скорости сближе-
ния КК производится в запросно-ответной схеме, путем опре-
деления допплеровского сдвига частоты в спектре ответного
сигнала. Для формирования ответного сигнала на «пассив-
ном» объекте применено дробно-кратное преобразование
частоты запросного сигнала с узкополосной фильтрацией
в системе фазовой автоподстройки частоты. Такой метод из-
мерения радиальной скорости позволяет исключить влияние
нестабильности частоты бортовых эталонов частоты и тем
самым обеспечить высокую заданную точность измерения
радиальной скорости движения.
Для измерения дальности используется схема следя-
щего фазового дальномера с применением шести мас-
штабных частот, что обеспечивает однозначное измерение
дальности в диапазоне от 25 км до 5 м с требуемой точ-
ностью. Запросчик излучает высокочастотные сигналы,
последовательно промодулированные по амплитуде ча-
стотами масштабных сигналов. Сформированные ответ-
чиком сигналы обратного канала принимаются приемным
устройством запросчика, усиливаются и детектируются.
Выделенные в результате детектирования масштабные
сигналы сравниваются по фазе с опорными масштабными
сигналами. Измеряемая временная задержка огибающего
амплитудно-модулированного сигнала ответчика-ретран-
слятора относительно опорного сигнала масштабных ча-
стот запросчика пропорциональна значению дальности.
Предварительная калибровка каналов измерения и ре-
трансляции сигнала дальности запросчика и ответчика по-
зволяет компенсировать временную аппаратную задержку
сигнала в цепях прохождения сигнала, что увеличивает
точность измерения дальности.
Точное измерение углов пеленга (курса и тангажа) «пас-
сивного» корабля, а также угловых скоростей линии визиро-
вания обеспечивались остронаправленной гиростабилизиро-
ванной сканирующей антенной.
Измеритель угла взаимного крена построен по базово-
му методу. На «пассивном» объекте имеется измеритель-
ная база, состоящая из антенны основного измеритель-
ного канала и находящаяся на определенном расстоянии
(базе) антенна канала крена. Излучаемый антенной ка-
нала крена сигнал (он смещен относительно частоты ос-
408
Глава 16
Устройство перемещения СМ-180для испытаний аппаратуры
стыковки
Проведение испытаний аппаратуры в безэховой камере
новного) принимается узконаправленной сканирующей
антенной канала пеленга и претерпевает амплитудную мо-
дуляцию частотой сканирования этой антенны.
Выделенная приемным устройством «активного» корабля
огибающая сигнала крена сравнивается по фазе с опорным
сигналом сканирования. Наличие сдвига фаз между ними по-
казывает на наличие крена между стыкуемыми кораблями.
Сигнал ошибки передается в систему управления «активно-
го» корабля.
Не менее сложные проблемы возникли в процессе раз-
работки контрольно-проверочной аппаратуры. Сама борто-
вая аппаратура разрабатывалась уже на пределе технических
возможностей. КПА должна была иметь точности измерения
в 3-4 раза выше.
Разработчиками были предложены и реализованы схе-
мотехнические решения, позволившие обеспечить регули-
ровку и проверку каналов измерения дальности и скорости
с требуемой точностью. Гораздо более сложным оказался во-
прос проверки с необходимой точностью измерения в канале
угловой скорости.
Для задания скорости перемещения антенны ретрансля-
тора с необходимой точностью было разработано и изготов-
лено уникальное прецизионное механическое устройство
перемещения СМ-180, которое было изготовлено заводом
«Большевик» (г. Ленинград). Устройство СМ-180 продолжает
использоваться и в настоящее время для испытаний всех мо-
дификаций аппаратуры стыковки.
Для исключения ошибок измерения, связанных отраже-
нием излучаемого сигнала от стен помещения стенда, была
спроектирована и построена безэховая камера, в которой
проводились все измерения параметров комплекса. В даль-
нейшем безэховые камеры были спроектированы и построе-
ны в головных организациях и на космодроме Байконур.
Основные технические характеристики системы «Игла»
Диапазон частот - 3,2 ГГц
Дальность действия в полной сфере пространства - не
менее 25 км
Погрешность измерения относительной дальности -15 м
Диапазон измерения радиальной скорости - 0-50 м/с
Погрешность измерения радиальной скорости - 20 см/с
Диапазон начальных угловых положений - ±180 град.
Погрешность измерения взаимного углового положения
- 60 угл.мин.
Погрешность измерения угловой скорости - 0,09 град./с
Потребляемая мощность запросчика - 515 Вт
Потребляемая мощность ответчика - 300 Вт
Масса запросчика - 95 кг
Масса ответчика - 65 кг
Наличие резерва - отсутствует
Радиотехнические контейнеры «активный» и «пассивный»
системы «Игла» располагались в приборных отсеках кораблей.
Все антенны работали в условиях открытого космического про-
странства, причем вопросы защиты вращающихся сочленений
и теплозащиты решались узловой герметизацией и локальным
обогревом.
В разработке радиоэлектронных контейнеров участво-
вали коллективы отраслевого отдела передающих устройств
во главе с Р.А.Кондаковым, отраслевого отдела приемных
устройств во главе с С.А.Нейманом, отраслевого отдела
устройств стабилизации частоты и селективных устройств
во главе с Р.Г.Китабовым, отраслевого отдела устройств вто-
ричных источников питания во главе с И.К.Васильевой, раз-
работку антенных устройств возглавлял начальник антенного
отдела А.И.Шпунтов. Конструкторские работы выполнялись
в центральном конструкторском бюро, которым руководил
Е.П.Юричев.
Электронные контейнеры запросчика К-1 и ответчика К-2
бортовой аппаратуры «Игла»
409
АО «НИИ ТП»
Первая в мире автоматическая
стыковка космических аппаратов
СООБЩЕНИЕ ТАСС
30 октября 1967 года в
Советском Союзе произведен
запуск искусственного спутника
Земли «Космос-188» для
продолжения исследования
космического пространства и
отработки новых систем и
элементов	конструкции
космических аппаратов в
соответствии с программой,
объявленной ТАСС 16 марта 1962
года.
Спутник выведен на орбиту с
параметрами;
-	начальный период обращения
88,97 минуты;
-	максимальное расстояние от
поверхности Земли (в апогее) 276
километров;
- минимальное расстояние от
поверхности Земли (в перигее)
200 километров;
наклонение орбиты 51,68
градуса.
В 12 часов 20 минут
московского времени впервые
в мире была осуществлена
автоматическая стыковка на
орбите искусственного
спутника Земли «Космос-188»
со спутником «Космос-186»,
запущенным 27 октября 1967
года.
После выхода на орбиту
искусственного	спутника
«Космос-188» оба, спутника,
оборудованные специальными
системами сближения и узлами
стыковки, провели ряд сложных
маневров в космическом
пространстве.
Автоматически были проведены
взаимный поиск, сближение,
причаливание, и оба спутника жестко
состыковались друг с другом.
Процессы; поиска, сближения и
стыковки проводились с помощью
специальных радиотехнических
средств и счетно-решающих устройств,
установленных на борту.
Телевизионное	изображение
состыкованных аппаратов, а также
телеметрическая	информация
передавались на Землю бортовыми
радиотелевизионными установками и
телеметрическими системами и
принимались сетью наземных пунктов.
Жестко	состыкованные
искусственные спутники «Космос-186»
и «Космос-188» продолжают
совместный полет по орбите. По
данным телеметрической информации,
все бортовые системы и аппаратура
спутников функционируют нормально.
Советскими	учеными,
конструкторами и инженерами решена
сложнейшая научно-техническая
проблема автоматической стыковки
космических аппаратов на орбите. Это
открывает широкие перспективы
создания на орбите больших научных
космических станций, способных
проводить сложные и разносторонние
исследования	космического
пространства и планет.
Осуществление первой в истории
автоматической стыковки двух
искусственных спутников Земли на
орбите - новый замечательный успех
советской науки и техники в канун
славного юбилея 50-летия Великого
Октября.
-	в июле 1974 г. КК «Союз-14» стыкуется
с ОС «Салют-3»;
-	в феврале 1975 г. КК «Союз-17» стыкуется
с ОС «Салют-4»;
-	в июне 1976 г. КК «Союз-21» стыкуется
с ОС «Салют-5»;
-	в феврале 1977 г. КК «Союз-24» стыкуется
с ОС «Салют-6»;
-	в июне 1988 г. КК «Союз-Тб» стыкуется
с ОС «Салют-7»;
-	20 февраля 1986 г. был запущен базовый
блок ОС «Мир».
Первые орбитальные станции серии «Са-
лют» не были долгожителями, они постоянно
совершенствовались, и со временем срок их
активного существования неизменно рос.
Эксплуатация аппаратуры «Игла» осу-
ществлялась с 30 октября 1967 г. по 18 мар-
та 1989 г., обеспечено 94 стыковки, из них
79 - автоматических. Базовая конструкция
аппаратуры «Игла», устанавливаемая как на
объект «А», так и на объект «П», была нере-
зервированная и имела ряд модификаций:
в 1972-1973 гг. для обеспечения стыковок
космических кораблей «Союз» с долговре-
менными орбитальными станциями «Салют-3,
-4, -5» разрабатывается резервированный
вариант «Игла-2Р», который устанавливает-
ся на указанных ДОС, а в 1974-1975 гг. раз-
рабатывается резервированный вариант
«Игла-2Р2» для станций «Салют-6, -7». Эта
же модификация обеспечила 8 стыковок со
станцией «Мир».
В 1960-1970 гг. в ЦКБМ под руководством
генерального конструктора В.Н.Челомея начина-
ется разработка транспортного корабля снабже-
ния ракетно-космического комплекса «Алмаз».
ТКС со стартовой массой более 20 т по срав-
нению с космическим кораблем «Союз» обладал большими
возможностями. Для выполнения этапов поиска и сближения
ТКС оснащался резервированной модификацией «Игла-1 Р».
С помощью указанной модификации аппаратуры «Игла» были
произведены:
-	19 июня 1981 г. - стыковка ТКС-2 с ОС «Салют-6»;
-	10 марта 1983 г. - стыковка ТКС-3 с ОС «Салют-7»;
-	27 сентября 1985 г. - стыковка ТКС-4 с ОС «Салют-7».
Значительный вклад в разработку, изготовление, ис-
пытания и обеспечение работ по системе «Игла» внес-
ли сотрудники НИИ-648 В.А.Алексеев, В.К.Аристов,
Ю.А.Белянкин, Е.С.Ваксман, Н.Г.Громова, Б.П.Дементьев,
В.В.Доберов, Л.Г.Еремина, О.Г.Испо-латов, Л.М.Молошок,
Д.И.Мороз, М.Ю.Мицмахер, Г.С.Найвельт, Б.П.Невьянцев,
Л.С.Нейман, Н.Н.Петров, В.И.Подвальный, В.В.Риман,
М.М.Романов, И.З.Суль-кин, В.В.Сусленников, Е.А.Хавин,
В.И.Шапошников, В.С.Широков и др. Ряд сотрудников на-
граждены государственными наградами. Работа была удо-
стоена Ленинской премии и двух Государственных премий
СССР.
КА
Сообщение ТАСС о первой в мире автоматической стыковке
К концу 1965 г. были созданы первые макетные бло-
ки аппаратуры «Игла». В июне 1966 г. были изготовлены
и поставлены в ОКБ-1 два товарных комплекта системы
«Игла», а 30 октября 1967 г. была осуществлена первая
в мире автоматическая стыковка и расстыковка на орби-
те беспилотных космических кораблей 7К-0К № 6 и № 5
(«Космос-186» и «Космос-188»). 15 апреля 1968 г. - вто-
рая стыковка беспилотных кораблей 7К-0К («Космос-212»
и «Космос-213»).
16 января 1969 г. была проведена стыковка космических
кораблей «Союз-4» и «Союз-5» с космонавтами на борту.
Сближение кораблей происходило в автоматическом режиме
с помощью аппаратуры «Игла», а с расстояния 100 м между
кораблями космонавты перешли на ручное управление и вы-
полнили режимы причаливания и стыковки.
Далее начинается эра создания космических станций
«Салют»:
- в июне 1971 г. космический корабль «Союз-10» стыку-
ется с орбитальной станцией «Салют», создав первый орби-
тальный комплекс;
410
Глава 16
Радиотехническая система взаимных
измерений «Курс»
Огромный опыт разработки, изготовления и эксплуата-
ции системы «Игла» позволил коллективу НИИ-648 четко
определить перспективные направления развития работ по
созданию систем стыковки. 12 апреля 1966 г. приказом ми-
нистра общего машиностроения № 25 НИИ-648 переимено-
ван в Научно-исследовательский институт точных приборов.
В 1967 г. в ОКБ-1 вернулись к проработке лунной про-
граммы. Еще до первой стыковки беспилотных КК «Космос»
в НИИ ТП были разработаны материалы проекта системы сты-
ковки на лунной орбите и посадки на Луну «Лига», работавшей
в 3-см диапазоне волн. Идеология построения аппаратуры
«Лига» практически не отличалась от «Иглы», за исключени-
ем требования снижения ее массы. Однако вскоре разработка
была закрыта.
И только в конце 1970-х гг. коллектив НИИ ТП приступил
к разработке аппаратуры «Мера», предназначенной для ре-
зервирования системы «Игла» в части измерения дальности,
радиальной скорости и углов ориентации КА для осуществле-
ния ручной стыковки.
В системе «Мера» использовался одношкальный сле-
дящий измеритель дальности, а также следящий измери-
тель радиальной скорости. Принципиально новой явилась
андрогинность этих измерений, т. е. наличие равнозначных
результатов измерения дальности и радиальной скорости на
запросчике и ответчике, а также наличие системы встроен-
ного контроля, позволявшей определить работоспособность
аппаратуры непосредственно перед штатной работой на ор-
бите. Именно такая схема построения и используемая сетка
частотных преобразований в дальнейшем перешла в аппа-
ратуру «Курс». В то же время специалистами НИИ ТП были
разработаны и новые схемы измерения угловых координат
с использованием антенны с суммарно-разностным моно-
импульсным облучателем, высокочастотным электронным
сканированием, причем сигналы всех трех каналов (два раз-
ностных ортогонально-модулированных и суммарный) скла-
дывались и усиливались одним усилителем (чтобы избежать
аппаратурных погрешностей измерений), а далее - синхрон-
но демодулировались на три канала и обычным образом вы-
делялись ошибки слежения по курсу и тангажу.
Дальность действия системы «Мера» превышала даль-
ность действия «Иглы». Принципиально новым оказалось
построение КПА.
Первые летные испытания успешно прошли в 1980 г. Все-
го было изготовлено и поставлено 10 штатных комплектов
аппаратуры, которые успешно прошли ЛКИ, и в 1981-1984 гг.
«Мера», совместно с аппаратурой «Игла», успешно использо-
валась на КА «Прогресс» и «Союз» по программе орбитального
комплекса «Салют-6».
Продолжительное использование системы «Игла» в мно-
гочисленных космических проектах показало, что необходи-
ма разработка более надежной, точной системы, способной
работать с космическими станциями сложной конфигурации,
имеющими несколько стыковочных узлов, находящихся на
больших расстояниях. Систему надо было строить на пер-
спективной элементной базе - интегральных микросхемах.
В 1979 г. на базе отработанной сетки частот системы
«Мера» была начата разработка второго поколения аппарату-
ры взаимных изменений для сближения и стыковки - «Курс» -
под руководством главного конструктора направления Алек-
сандра Сергеевича Моргулева.
В системе «Курс» сохранились основные измерительные
каналы: взаимного обнаружения в полной сфере и ориента-
ции, измерения углов пеленга, измерения угла взаимного
крена, радиальной скорости и взаимной дальности. Допол-
нительно введен канал измерения положения «активного» КК
в координатах «пассивного» КК. Существенно увеличена даль-
ность действия системы. Увеличен диапазон измеряемых ско-
ростей сближения. В целях повышения надежности использо-
вана система встроенного контроля, позволяющая определить
работоспособность аппаратуры непосредственно перед штат-
ной работой на орбите. Электронная часть «активного» и
«пассивного» комплекта стала резервированной. Разработан и
внедрен одномасштабный дальномер. Проблема компенсации
Сотрудники НИИ ТП после награждения государственными наградами
411
АО «НИИ ТП»
А.С.Моргулев.
В 1978—1988 гг. - нач. от-
деления - гл. конструктор
направления НИИ ТП. К.т.н.
Лауреат Гэсударственной
премии СССР
аппаратурных нестабильностей
решена введением калибровки
тракта прохождения сигнала по
мере прогрева аппаратуры. Для
обеспечения безопасности по-
летов дальность и радиальная
скорость измеряются как на
«активном», так и на «пассив-
ном» КА.
С учетом полученного
опыта использования системы
«Игла» были разработаны но-
вые антенны. В антенне круго-
вого обзора 2АО-ВКА исполь-
зован безредукторный привод.
Появление цифровых и
аналоговых микросхем, новых
транзисторных сборок повы-
шенной мощности решительно
упростило задачу разработки радиоэлектронных устройств.
Возросло применение цифровой электроники. Широкое при-
менение многослойных печатных плат уплотнило монтаж
электронных блоков.
Механический вращающийся сканер следящей антенны
2АСФ-М-ВКА был заменен электронным. Кроме этого, заказ-
чик разработки (НПО «Энергия») уменьшило требования на
углы прокачки следящей антенны, что позволило существен-
но упростить ее привод. Необходимо отметить применение
гироскопов с дублированными обмотками, бесколлекторных
двигателей разгрузки, а также изготовленных в НПО электро-
механики (г. Миасс) деталей из бериллиевого сплава - высоко-
токсичного материала, снижающего массу готового изделия.
Разработка заводом «Металлист» (г. Серпухов), по техниче-
скому заданию НИИ ТП, компактного привода для антенны
кругового обзора позволила разместить на одной оси в общем
корпусе дублированные роторы бесколлекторных двигателей,
датчики их положения и роторы генераторов опорных напря-
жений. Позднее в аппаратуре была увеличена точность из-
мерения углов взаимного крена за счет применения большей
базы и использования взаимно-базового метода.
Для аппаратуры «Курс» был разработан сложный ком-
плекс контрольно-испытательной аппаратуры, включавший
в себя управляющий вычислительный комплекс на базе
специфицированной УВМ СМ-2М, впоследствии замененной
на ПЭВМ IBMPC, имитаторы дальности, системы управления,
углов и угловой скорости. Был построен уникальный стенд
с двумя безэховыми камерами и камерами тепла-холода.
Новизна была во всех входящих блоках. Успешно реши-
лись схемные, конструкторские и технологические вопросы.
Это позволило сделать очень современную аппаратуру, а за
счет улучшенных массогабаритных характеристик - выпол-
нить ее в дублированном виде с применением встроенного
контроля.
С 1985 г. началась поставка аппаратуры «Курс» для всех
КА РКК «Энергия» и ГКНПЦ им. М.В.Хруничева.
Первая автоматическая стыковка с использованием ради-
осистемы «Курс» произведена в мае 1986 г., что положило
начало строительству орбитальной станции «Мир».
В состав аппаратуры на «активном» («Курс-A») КА вхо-
дят:
-	радиоэлектронный контейнер К1-ВКА (с двумя комплек-
тами приборов);
-	усилители СВЧ - 5 шт.;
-	антенны:
•	2 АСФ1-М-ВКА-03 - 2 шт. - моноимпульсные антенны;
•	2АО-ВКА - антенна ориентации;
•	АКР-ВКА - 3 шт.
В состав аппаратуры «пассивного» («Курс-П») КА (с од-
ним стыковочным узлом) входят:
-	радиоэлектронный контейнер К2-ВКА (с двумя комплек-
тами приборов);
-	усилители СВЧ - 3 шт.;
-	антенны:
•	4АО-ВКА-1 шт.;
•	АР-ВКА-1 шт.;
•	2АР-ВКА-1 шт.;
•	АКР-ВКА-2 шт.
Радиотехническая система «Курс» обеспечивает:
-	на «активном» КА:
•	поиск в полной сфере (или угловом секторе) и обнару-
жение «пассивного» КА, а также выдачу в систему управле-
ния «активного» КА сигналов ориентации, используемых для
разворота объекта, с целью введения его в сектор точного из-
мерения углов сопровождения «пассивного» КА;
•	измерение расстояния между кооперируемыми КА, отно-
сительной скорости их сближения, угловых координат по двум
линиям визирования «пассивного» КА, базовых углов для вы-
числения в СУ взаимного крена, угловых координат «активно-
го» КА в системе координат «пассивного» КА, прием-передачу
команд с «пассивного» КА, а также выдачу результатов изме-
рений в систему управления кодовой информации;
Контейнер К1-ВКА
аппаратуры «Курс-А»
Контейнер К2-ВКА
аппаратуры «Курс-П»
412
Глава 16
Корабль (Объект А)
2АСФ1-М-ВКА03К»!
2А0-ВКА
Стыковочный пел Ml
АР-ВКА
4AO-F КА
.2АСФ1-М-ВКА-03М2
Узел №2
А^-ВКАЖ
Контейнер К2-ВКА
АКР-ВКАМ2
Контейнер К1-ВКА
। Стыковочный узел


Размещение систем «Курс» на «активном» и «пассивном» кораблях
- на «пассивном» КА:
•	поиск в полной сфере, ретрансляцию запросных сигналов
при осуществлении стыковки к любому из стыковочных узлов;
•	измерение дальности и радиальной скорости и выдачу
результатов измерения в систему управления и на пульт кос-
монавта в виде кодовой информации.
В процессе осуществления стыковки можно выделить три
основных этапа совместной работы комплексов аппаратуры
«Курс-A» и «Курс-П»:
-	взаимного поиска и ориентации «активного» КА;
-	сближения;
-	причаливания.
В зависимости от взаимного расположения «активного»
и «пассивного» КА работа комплексов аппаратуры «Курс-А»
и «Курс-П» на этапе взаимного поиска осуществляется в раз-
личных режимах:
-	при произвольной ориентации обоих КА при расстоянии
между ними до 50 км - в режиме кругового поиска;
-	при предварительной относительной ориентации «актив-
ного» КА в телесном угле, линейно расширяющемся до 150 и
при произвольной ориентации «пассивного» КА при расстоя-
нии между ними до 200 км - в режиме секторного поиска;
-	при предварительной ориентации «активного» КА
в телесном угле 150 на «пассивный» КА и наличии предвари-
тельной ориентации «пассивного» КА в телесном угле 600 на
«активный» КА при расстоянии между объектами до 400 км -
в режиме секторного поиска.
Основные технические характеристики системы «Курс»
Диапазон частот - 3,2 ГГц
Дальность действия в полной сфере пространства - не
менее 50 км
Дальность действия при встречном секторном поиске -
не менее 400 км
Погрешность измерения относительной дальности -Юм
Диапазон измерения радиальной скорости - ±400 м/с
Погрешность измерения радиальной скорости -1,5 см/с
Диапазон начальных угловых положений - ±180 град.
Погрешность измерения взаимного углового положе-
ния-15 угл.мин.
Погрешность измерения угловой скорости -<0,01 град./с
Потребляемая мощность запросчика - 240 Вт
Потребляемая мощность ответчика -170 Вт
Масса запросчика - 93 кг
Масса ответчика - 85 кг
Наличие резерва - имеется
Поворотное устройство аппаратуры КИА-ВКТ
в безэховой камере с бортовыми антеннами АКР-ВКА
и 2А0-ВКА при автономных испытаниях
413
АО «НИИ ТП»
Важным фактором надежной
работы аппаратуры является пра-
вильная организация наземных
испытаний, которые проходят
в несколько этапов.
Аппаратура, поступающая
с заводов-изготовителей, сначала
проходит автономные испытания,
программа которых близка к объ-
ему испытаний по техническим
условиям.
На этом этапе наземная
контрольно-проверочная ап-
паратура имеет максимальный
состав и все сигналы по борто-
вым интерфейсам имитируются
ею. Затем бортовая аппаратура
устанавливается на изделие и
подвергается комплексным ис-
пытаниям. При этом устанав-
ливаются штатные связи аппа-
ратуры по питанию, с системой
управления и телеметрической станцией. КПА подключена
по контрольным сигналам. На антенные устройства поме-
щены антенные насадки, своеобразные безэховые микро-
камеры для уменьшения влияния помещений при передаче
СВЧ-сигналов. Комплексные испытания проверяет функ-
ционирование системы, параметры излучаемой мощности,
чувствительности. Комплексные испытания повторяются
дважды: на заводе-изготовителе изделий и после транс-
портировки изделия на технический комплекс космодрома
Байконур.
Заключительной проверкой является испытания аппа-
ратуры в безэховой камере. Причем при данной проверке
используется уникальная по объему безэховая камера, ими-
тирующая реальные условия работы. При этих испытаниях
работа аппаратуры ведется с учетом реального влияния кор-
Дисплей СУ на фоне ТВ-картинки со стороны PC МКС. За-
ключительная фаза стыковки. КК «Союз М-21» к МКС ведет
комплект первого российского «Курса»
Группа сотрудников НИИ ТП после вручения правительственных наград
пуса КК на работу измерительных каналов на ближней дис-
танции. Поэтому результаты этих испытаний наиболее ценны
для анализа состояния системы стыковки.
Количество стыковок, выполненных с использованием
системы «Курс», превышает 250. Аппаратура не раз подтвер-
дила высокие показатели надежности и безотказной работы.
В качестве примера можно отметить тот факт, что отрабо-
точный комплект «Курс-П» вместо серийного экземпляра
отработал почти все 15 лет существования орбитального
комплекса «Мир» без замены при требуемом ресурсе работы
в условиях космоса 3 года.
Большой вклад в работу внесли Я.В.Абрамович,
В.А.Артемьев, А.И.Бурдин, В.А.Володин, И.Л.Грибкова,
В.С.Давыдов, А.Ю.Зеликман, О.Г.Исполатов, Р.Г.Китабов,
Р.Я.Лепа, Г.Ф.Логинов, В.М.Маланин, С.Б.Медведев,
Л.М.Молошок, А.В.Моргачев, Л.С.Ней-ман, В.И.Осипенко,
А.В.Пасивкин, Р.А.Парецкий, А.В.Па-хомов, В.В.Риман,
И.А.Рожков, М.М.Романов, Р.Я.Скворцова, ВЛ.Соловьев,
В.П.Станишевский, В.В.Сусленников, Е.А.Хавин, М.П.Шеин,
В.С.Широков, Л.И.Червякова и др. Ряд сотрудников были
удостоены правительственных наград.
Радиотехническая система взаимных измере-
ний ближнего действия «Курс-ММ»
В 1990-е гг. АО «НИИ ТП» в рамках научно-исследо-
вательской работы проводит исследования по созданию
высокоточного угломерного канала миллиметрового диа-
пазона волн. На основе запатентованного АО «НИИ ТП»
технического решения В.Г.Журавлева к концу 1994 г. был
разработан, изготовлен и испытан макетный образец одно-
базового фазового пеленгатора в 8-мм диапазоне волн на
основе двухбазового фазового пеленгатора, удовлетворя-
ющего требованиям широкого диапазона и высокой точ-
ности угловых измерений на ближнем участке сближения
и стыковки КА.
414
Глава 16
В.В.Сусленников.
В 2001-2009 гг. - г.н.с.
НИИ ТП. К.т.н. Лауреат
Государственных премий
СССР и РФ.
Заслуженный
машиностроитель РФ
К этому же времени в РКК
«Энергия» сформирована
новая концепция сближения
с использованием на дальнем
участке глобальных навига-
ционных систем ГЛОНАСС
и «Навстар», а на среднем
участке - межбортовой ради-
олинии. По этой концепции
система измерения параме-
тров относительного дви-
жения КА приобретает вид
системы ближнего действия,
работа которой начинается по
данным головной организа-
ции с расстояния 1 км в угло-
вом секторе ±15°.
С 1995 г. под руковод-
ством главного конструкто-
ра направления Владислава
Владимировича Сусленникова
развернута работа по созданию системы «Курс-ММ».
К 1998 г. были изготовлены и прошли полную на-
земную обработку (в т. ч. в составе модулей «Звезда» и
«Заря») комплекты «пассивной» аппаратуры «Курс-ММ».
В аппаратуре «Курс-ММ» удалось существенно уменьшить
габариты и вес. Проведенные испытания подтвердили пра-
вильность заложенных принципов в построении этой ап-
паратуры. Удалось добиться большей точности измерения
параметров движения КА, а также большей функциональ-
ной надежности по сравнению с предшественниками этой
аппаратуры.
К 2000 г. была разработана конструкторская докумен-
тация на «активную» аппаратуру «Курс-ММ», но из-за от-
сутствия финансирования были прекращены дальнейшие
работы по автономной системы навигации и межбортовой
радиолинии. В связи с этим в 2000 г. были прекращены рабо-
ты и по «Курсу-ММ».
Основные технические характеристики системы «Курс-ММ»
Диапазон частот - 32-35 ГГц
Дальность действия (в секторе ±15 град.) - не менее 2 км
Погрешность измерения относительной дальности - 0,3 м
Диапазон измерения радиальной скорости - ±5 м/с
Антенные модули
аппаратуры «Курс-ММ»
Контейнер бортовой
аппаратуры «Курс-ММ» «пас-
сив»
Погрешность измерения радиальной скорости - 0,3 см/с
Диапазон начальных угловых положений - ±15 град.
Погрешность измерения взаимного углового положе-
ния-9 угл.мин.
Потребление запросчика - 60 Вт
Потребление ответчика - 35 Вт
Масса резервированного запросчика - 27 кг
Масса резервированного ответчика -18 кг
Существенный вклад в эту разработку внесли
В.С.Давыдов, В.Г.Журавлев, А.Ф.Ложенков, С.Б.Медведев,
М.Ю.Мицмахер, А.В.Пахомов, В.В.Павлов, К.К.Попов,
А.Д.Христич, М.Ф.Филиппов и др.
Радиотехническая система «Курс-М» для
мониторинга сближения и стыковки
космических аппаратов ATV Европейского
космического агентства с МКС
История Международной космической станции начина-
ется с запуска 23 ноября 1998 г. первого модуля - функци-
онально-грузового блока «Заря». На нем были размещены
комплект аппаратуры «Курс-A», имеющий в своем соста-
ве модернизированную гиростабилизированную антенну
АС-ВКА, и комплект аппаратуры «Курс-П». Создание ор-
битального комплекса МКС началось со стыковки 26 июля
2000 г. с помощью аппаратуры «Курс» крупных космических
модулей: российского служебного модуля жизнеобеспече-
ния «Звезда» и комплекса, состоящего из модуля «Заря» и
пристыкованного к нему «Шаттлом» американского модуля
NODE-1. На СМ «Звезда» установлен комплект аппаратуры
«Курс-П», который обслуживает два стыковочных узла. Эта
стыковка позволила создать пригодный для пребывания и
работы космонавтов космический комплекс, явившийся ос-
новой современной МКС.
В 2001 г. к программе МКС подключается Европейское
космическое агентство. Планируются полеты большого гру-
зового космического корабля ATV со стыковкой в автомати-
ческом режиме к агрегатному отсеку российского сегмента.
В связи с тем, что европейская система стыковки не отрабо-
тана, возникает требование по созданию системы монито-
ринга для контроля процесса сближения.
Перед НИИ ТП была поставлена задача создания упро-
щенной системы измерения взаимной дальности и радиаль-
ной скорости для контроля проводимых аппаратурой ЕКА
измерений. Разработка получила название «Курс-М» и ве-
лась под руководством главного конструктора направления
С.Б.Медведева.
Впервые в НИИ ТП возникает задача создания российской
аппаратуры для европейского корабля, выводимого на орбиту
носителем «Ариан-5». Картина перегрузок у «Ариан-5» отли-
чается от российских носителей. Уже в начале вибрационных
частот возникает перегрузка до 10 д. Поэтому, в отличие от
плавного возрастания перегрузок аппаратуры по мере воз-
растания частоты вибраций, имеющего место при выведении
аппаратуры отечественными носителями возможности раз-
мещения аппаратуры на амортизаторах с низкочастотным
резонансом, аппаратура, выводимая носителем «Ариан-5»,
415
АО «НИИ ТП»
не могла быть установлена на амортизаторы. Потребовался
новый для НИИ ТП конструктивный подход создания неамор-
тизированной аппаратуры.
В связи со сжатыми сроками разработки были выбраны
аналогичные примененным в аппаратуре «Курс» принципы
измерения, поддержание температурного режима, резерви-
рование и размещение антенных устройств, однако все при-
боры, за исключением доработанного приемного устрой-
ства, были разработаны вновь на современной элементной
базе. В связи с жестким ограничением габаритно-массовых
характеристик в составе элементной базы было много за-
рубежных ЭРИ.
Потребовалось немало усилий, чтобы первый поставоч-
ный комплект был готов в августе 2004 г. В этом же году про-
ведены проверочные включения с комплектом аппаратуры
«Курс-П» комплексного стенда модуля «Заря» в РКК «Энер-
гия» и в испытательном центре ESTEC Европейского косми-
ческого агентства.
Основные технические характеристики системы «Курс-М»
Диапазон частот - 3,2 ГГц
Дальность действия (в секторе ±30 град.) - не менее 3 км
Погрешность измерения относительной дальности -Юм
Диапазон измерения радиальной скорости - ±20 м/с
Погрешность измерения радиальной скорости -1,5 см/с
Диапазон начальных угловых положений - ±180 град.
Потребление запросчика - 45 Вт
Потребление ответчика - «Курс-П»
Масса резервированного запросчика - 30 кг
В 2005-2007 гг. проводились испытания по отработке
со смежными системами электромагнитной совместимости,
в т. ч. на космодроме Куру во Французской Гвиане.
Летные испытания первого корабля ATV1 «Жюль Верн»
прошли успешно и завершились 3 апреля 2008 г. стыковкой
с МКС. Аппаратура АО «НИИ ТП» сработала штатно, кон-
тролируя безопасность подхода европейского космическо-
го корабля при осуществлении автоматической стыковки.
В 2011 г. к МКС был пристыкован ATV2. Изготовлены и по-
ставлены в Европу еще три комплекта «Курс-М» для будущих
пусков. Впервые в этой аппаратуре использован спецвы-
числитель разработки НИИ ТП, что явилось существенным
шагом в освоении принципиально новой элементной базы.
Радиотехническая система взаимных
измерений «Курс-Н»
Работы по системе «Курс-М» позволили накопить опыт ис-
пользования современных методов обработки цифровой ин-
формации и создания спецвычислителей. На базе полученных
знаний в 2003 г. в НИИ ТП под руководством главного конструк-
тора направления Сергея Борисовича Медведева начались рабо-
ты по созданию аппаратуры стыковки нового поколения, полу-
чившей название «Курс-Н».
Основным требованием, определяющим облик разраба-
тываемой системы, явилось требование по обеспечению со-
вместной работы новой аппаратуры с эксплуатируемой на МКС
аппаратурой «Курс» предыдущего поколения. Поэтому радио-
технические интерфейсы и логи-
ка взаимодействия в аппаратуре
«Курс-Н» (размещаемую на ак-
тивном КА, совершающем необ-
ходимые маневры встречи) долж-
ны быть аналогичны аппаратуре
«Курс»; сохраняется структура ап-
паратуры с двумя передающими
каналами и несколькими прием-
ными, что несколько ограничило
возможности миниатюризации
аппаратуры.
В процессе разработки были
учтены новые возможности си-
стем управления, что позволило
несколько уменьшить требуемую
дальность действия системы,
отказаться от выносных мало-
С.Б.Медведев.
С 2001 г.-нач.
отделения - гл. конструк-
тор направления
АО «НИИ ТП». Лауреат
премии Ленинского
шумящих антенных усилителей, комсомола
сузить рабочую угловую зону по-
иска с полной сферы до сектора
60°, отказаться от половины антенных устройств и, в результате,
существенно уменьшить аппаратную часть комплекса. Комплект
аппаратуры активного «Курс-Н» («Курс-НА»), по сравнению
с аппаратурой «Курс-A», весит в 2 раза меньше, а энергопотре-
бление снижено в 3 раза. Мощная многопроцессорная вычис-
лительная система позволила почти полностью отказаться от
аналоговой обработки информации. В «Курс-НА» используется
вновь разработанная антенна АО-753А, представляющая собой
малоэлементную антенную решетку с фазовым управлением.
Структурная схема аппаратуры «Курс-НА» значительно
упрощается по сравнению с аппаратурой «Курс-A», посколь-
ку все приборы вторичной обработки, а также низкочастотная
часть приемного устройства объединяются в моноблок управле-
ния и обработки сигналов (вычислитель). Аппаратура также ре-
зервированная. В составе аппаратуры «Курс-НА» - три антенных
устройства и четыре электронных блока на полукомплект, объ-
единенных в виде двух полукомплектов в контейнер, в то время
как в составе аппаратуры «Курс-A» насчитывается 6 антенн и
15 электронных блоков.
Основные технические характеристики системы «Курс-Н»
Диапазон частот - 3,2 ГГц
Дальность действия (в секторе ±15 град.) - не менее 100 км
Погрешность измерения относительной дальности -Юм
Диапазон измерения радиальной скорости - ±50 м/с
Погрешность измерения радиальной скорости -1,5 см/с
Диапазон начальных угловых положений - ±30 град.
Погрешность измерения взаимного углового положения -
15 угл.мин.
Потребление запросчика - 75 Вт
Потребление ответчика - «Курс-П»
Масса резервированного запросчика - 43 кг
Существенной переработке подверглась и контрольно-про-
верочная аппаратура. КПА для «Курс-НА» (КПА-753) решает
задачи обработки информации, управления электромеханиче-
скими устройствами программными методами. Поэтому вместо
416
Глава 16
Макет антенны А0-753А
Контейнер бортовой
аппаратуры «Курс-НА»
большого количества шкафов и пультов с аналоговыми и циф-
ровыми блоками у КПА для «Курс-A» все устройства, входящие
в состав КПА-753Т, поместились в один приборный шкаф, от
которого идут информационные шины на управление электро-
механическими устройствами и имитатором ответного сигнала.
Повысилась автоматизация и достоверность контроля.
Учитывая, что аппаратура «Курс-A» будет продолжать
производиться, а все приборы КПА для него имеют к на-
стоящему времени срок службы порядка 30 лет, проведена
модернизация старой контрольно-проверочной аппарату-
ры, в результате чего все пункты эксплуатации аппаратуры
«Курс-A» и «Курс-НА» оснащены универсальной контрольно-
проверочной аппаратурой УКПА-753Т.
Первое испытание экспериментального образца аппарату-
ры «Курс-НА» проведено в ходе полета транспортно-грузово-
го корабля «Прогресс М-15М», запуск которого осуществлен
20 апреля 2012 г. После завершения выполнения основной сты-
ковки корабля к МКС, осуществленной с помощью аппаратуры
«Курс-A», и его разгрузки в системе управления движением ко-
рабля аппаратура «Курс-A» была заменена на эксперименталь-
ный образец аппаратуры «Курс-НА». Корабль отчалил от МКС и
произвел повторную автоматическую стыковку с новой аппара-
турой в контуре управления. В ходе этой отработки выявлены
недостатки в формировании сигнала одной из несущих частот.
Однако после реализации рекомендаций специалистов НИИ ТП
нештатная ситуация была устранена и стыковка состоялась в ав-
томатическом режиме.
Второе летное испытание «Курс-НА» проходило 26-30 но-
ября 2013 г. в составе ТГК «Прогресс М-21М». Аппаратура
«Курс-НА» была уже в качестве основной установлена в конту-
ре управления кораблем. Сначала было осуществлено тестовое
сближение до расстояния 1,5 км с МКС, а 30 ноября 2013 г. про-
ведена основная стыковка корабля с МКС. В процессе работы
аппаратура показала полное соответствие заложенным требова-
ниям. Однако при подходе к стыковочному узлу МКС и выра-
ботке метки дальности 30 м в аппаратуре «Курс-П», по которой
уменьшается уровень излучаемого сигнала, произошли ее вы-
ключение и повторная выработка. Неоднократное скачкообраз-
ное изменение уровня входного сигнала привело к повышенным
угловым ошибкам измерения, и руководитель полета принял
решение о завершении стыковки в ручном режиме. Сказалась
досадная ошибка взаимодействия аппаратуры «Курс-НА» с си-
стемой управления. Была определена необходимость выдачи
из системы управления в аппаратуру «Курс-П» команды, запре-
щающей повторное изменение сигнала после выработки метки
дальности 30 м. В дальнейшем такая команда будет выдаваться
при всех стыковках.
Полет штатного образца «Курс-НА» успешно прошел в со-
ставе КК «Прогресс МС-431» 21 декабря 2015 г.
С 2016 г. начинается штатная эксплуатация КК «Прогресс-
МС» и «Союз-МС» только с использованием аппаратуры
«Курс-НА».
В рамках ОКР «Проведение работ по улучшению эксплуа-
тационных характеристик системы «Курс» для работы в составе
МКС современной конфигурации» проводятся основные работы
по разработке модульной аппаратуры «Курс-МК» и созданию
модели электромагнитного поля вокруг МКС. Аппаратура пред-
полагается предельно простой, а значит, надежной и вместе
с тем должна воплотить в себе все лучшие имеющиеся харак-
теристики направления, созданные при разработке аппаратуры
«Курс-М», «Курс-ММ», «Курс-НА». Аппаратная часть - адаптив-
ная к конкретным требованиям СУ. Могут меняться как состав
измеряемых параметров, так и их точностные характеристики.
Вся имеющаяся аппаратная избыточность исключена. В аппа-
ратуре сохраняются общие принципы измерения параметров
относительного движения, основанные на принципе запросно-
ответной радиосистемы измерения дальности и скорости с ак-
тивным ответчиком.
Измерение дальности основано на синхронной ретрансляции
дальномерного модулирующего сигнала активным ответчиком -
аппаратурой объекта «П». Дальность измеряется на объекте «А»
по задержке между запросным и ретранслированным модулиру-
ющими сигналами.
Испытательный стенд аппаратуры «Курс-НА»
КПА аппаратуры «Курс-НА
417
АО «НИИ ТП»
Измерение скорости основано на принципе доплеровской
псевдокогерентной запросно-ответной системы. Несущие ча-
стоты излучаемого сигнала и всех гетеродинных сигналов фор-
мируются от своего генератора опорной (эталонной) частоты
на каждой стороне радиолинии. Для трансляции информации
между ответчиком и запросчиком используется интегрирован-
ная в измерительную систему радиолиния.
Существенное новшество - введение служебной низкоско-
ростной межбортовой радиолинии, что позволило упростить
аппаратуру. Можно исключить некоторые параметры движения.
К некоторым упрощаются требования. Так, например, передача
по служебному каналу информации о положении координатных
осей станции позволяет исключить измерение «пассивных»
углов. Конструкция аппаратуры должна допускать изъятие не-
нужных для решения данных задач блоков и устройств.
В аппаратуре используются унифицированная модернизи-
рованная малоэлементная антенная решетка, разработанная на
базе антенны для канала ориентации аппаратуры «Курс-НА». Ча-
стично изменены интерфейсы. Шире используется триангуляци-
онный метод измерения дальности.
Конфигурация МКС постоянно наращивается, и радиотех-
нической аппаратуре СМ-диапазона все труднее работать. Воз-
никают все более существенные проблемы, связанные с пере-
отражением сигналов от элементов конструкций. Все более
актуально создание модели электромагнитного поля вокруг
МКС, которая позволила бы оптимально выбрать траекторию
полета корабля к станции. Эту работу НИИ ТП предполагает вы-
полнить совместно с ИПМ им. Келдыша.
Предварительные оценки эффективности принятия новых
решений показывают значительное снижение веса и габаритов
аппаратуры, существенное упрощение работ по изготовлению и
регулировке аппаратуры, снижение ее себестоимости.
НИИ ТП в 2012 г. по техническому заданию РКК «Энергия»
разработал технический проект на радиотехническую систему
взаимных измерений («Курс-Л») для перспективной пилотиру-
емой транспортной системы, а в 2014-2015 гг. разработал ра-
бочую документацию на опытные изделия комплекса и макеты.
Сейчас, когда реально использование навигационной систе-
мы для решения задач сближения на дальнем участке, структура
систем управления и измерения параметров движения КК долж-
на меняться. Потребуются новые технические решения, освоение
новых частотных диапазонов.
Весьма актуальной и перспективной выглядит задача соз-
дания систем для работы по некооперируемым объектам. По-
требность в таких системах в настоящее время назрела. Это
подтверждается и озабоченностью Госкорпорации «Роскос-
мос» проблемами околоземного космического пространства
и необходимостью иметь КК, позволяющие при необходимо-
сти произвести ремонт оборудования объектов космического
базирования, сориентировать или поднять орбиту изделий,
не вышедших на расчетную орбиту, снять для восстанов-
ления и исследования ценное оборудование, отработавшее
свой срок.
Главные конструкторы направления «Радиотехнические си-
стемы взаимных измерений для поиска, сближения и стыковки»
-	Кандауров Евгений Васильевич (1963-1970 гг.) - д.т.н., ла-
уреат Ленинской премии;
-	Моргулев Александр Сергеевич (1970-1988 гг.) - к.т.н., ла-
уреат Государственной премии СССР;
-	Сусленников Владислав Владимирович (1988-2000 гг.) -
к.т.н., лауреат Государственных премий СССР и РФ;
-	Медведев Сергей Борисович (с 2000 г. по наст, вр.) - лау-
реат премии Ленинского комсомола.
418
ГЛАВА 17
Д.В.Кя/ноВ
АО «НИИ ТП»
Создание радиотехнических комплексов
космических систем связи
Разработка радиотехнических комплексов низкоорби-
тальных спутниковых систем связи в АО «НИИ ТП» осу-
ществляется с 1970 г. в рамках направления «Командно-из-
мерительные системы и наземные комплексы управления
космическими аппаратами», а с 1996 г. - в форме отдельного
направления РТК НССС.
На первых советских связных низкоорбитальных ИСЗ ис-
пользовались системы «Краб» (траекторно-телесигнализаци-
онная радиолиния) и «Куб» (командно-программно-траектор-
но-телесигнализационная радиолиния) разработки НИИ-648.
Дальнейшее развитие совмещенных КИС для низкоорби-
тальных космических аппаратов происходило в направлении
обеспечения их функционирования в сложной помеховой
обстановке. При их создании широко были использованы
принципы цифровой передачи информации.
Пакетные режимы передачи информации, квитирование,
решающая обратная связь позволили достичь высокой на-
дежности передачи информации для нестационарных спут-
никовых систем, радиолинии которых характеризовались
многолучевостью и замираниями, а также значительной
частотной неопределенностью. Полученный опыт позволил
накопить научно-технический задел и базу для создания це-
левых систем связи.
Когда был поставлен вопрос о разработке следующего
поколения унифицированных КИС связных низкоорбиталь-
ных ИСЗ, направление КИС и НКУ КА «НИИ ТП» по инициати-
ве главного конструктора направления В.Н.Власова подало на
объявленный конкурс техническое предложение о разработке
не только традиционных для него средств автоматизирован-
ного управления КА, но и связного радиотехнического ком-
плекса для этого КА. Конкурс НИИ ТП был выигран, т. к. пред-
ложенный бортовой радиотехнический комплекс «Креветка»
имел преимущества в тактико-технических характеристиках
космической связи, недоступные в то время конкурирующим
предприятиям. При этом впервые для низкоорбитальных
спутниковых систем связи в БРТК «Креветка» реализовано
совмещение радиоканалов передачи целевой связной ин-
формации и информации автоматизированного управления
космическими аппаратами НССС (за исключением инфор-
мации радиоконтроля орбиты КА), а бортовая аппаратура
удовлетворяла по массово-габаритным характеристикам и
энергопотреблению требованиям размещения на малых КА.
Необходимо отметить, что, несмотря на схожесть па-
раметров радиолиний, система спутниковой связи - это не
связь «точка-точка», в отличие от КРЛ, а прежде всего орга-
низация множественного доступа абонентов по спутниковым
каналам к бортовым радиотехническим комплексам и много-
канальная передача информации. НССС с радиотехническим
комплексом «Креветка» 22 декабря 1990 г. была принята
в эксплуатацию.
В начале 1990-х гг. были развернуты работы по созданию
низкоорбитальных систем связи («Гонец-Д1», «Гонец-P» и
«Гонец»), а также многофункциональной 20-тонной космиче-
ской платформы с ядерным реактором и многодиапазонным
БРТК на геостационарной орбите по заказу РКК «Энергия».
Известные трудности экономического характера не позволи-
ли довести начатые разработки до завершения, однако был
накоплен значительный научно-технический задел в систем-
ном и программном обеспечении, приемо-передающих ком-
плексах, в части обеспечения внутрисистемной и межсистем-
ной ЭМС.
Данный задел позволил уверенно приступить к реализации
многофункциональной низкоорбитальной космической систе-
мы связи «Гонец-Д1М». Для демонстрации принципов созда-
ния низкоорбитальной системы связи народно-хозяйственного
назначения 13 июля 1992 г. были запущены два КА «Гонец-Д».
В это же время были изготовлены несколько комплектов або-
419
АО «НИИ ТП»
В.Н.Власов.
В 1985-2000 гг -
нач. отделения - гл.
конструктор направления
НИИ-648 (АО «НИИ ТП»).
К.т.н., с.н.с.
нентских терминалов для про-
ведения демонстрационных се-
ансов связи.
В дальнейшем работы по
созданию полномасштабной
низкоорбитальной системы
связи «Гонец-Д1М» проводи-
лись в три этапа.
Первым этапом созда-
ния низкоорбитальной си-
стемы стало создание НССС
«Гонец-Д1», разработанной
по заказу Росавиакосмоса по
ТТЗ, утвержденному 28 марта
1994 г. Согласно ТТЗ, система
была ориентирована на обслу-
живание регионов с неразви-
той инфраструктурой назем-
ных средств, труднодоступных
районов, расположенных в лю-
бых географических условиях,
районов стихийных бедствий,
для передачи любых данных
в цифровой форме в интересах
правительственных, деловых
структур, а также индивидуаль-
ных пользователей услуг связи.
В составе системы предполага-
лось иметь следующие основ-
ные элементы: РКК, АСУ КА,
центр управления системой,
Абонентский терминал АТ-1 в диапазоне Д1
Абонентский терминал АТ-2 в диапазоне Д1
Комплект абонентских терминалов в диапазоне Д1
А.В.Котов.
Заместитель генерального
директора -
главного конструктора
НИИ ТП по КИС,
НКУ и КС С
региональные станции и назем-
ный комплекс потребителей
с абонентскими терминалами
различных модификаций.
Практическое развертыва-
ние 1-го этапа системы прово-
дилось в 1996-1998 гг., когда были проведены четыре пуска по
три КА «Гонец-Д1» (три пуска успешных и один - аварийный).
Последний КА из этой орбитальной группировки закончил
функционирование только в 2015 г. Срок его активного суще-
ствования на орбите составил более 19 лет, при этом аппара-
тура БРТК была изготовлена в основном на отечественной эле-
ментной базе. Однако серьезными ограничениями являлись
небольшая пропускная способность системы и значительное
время ожидания сеансов связи (более 40 мин).
В 1996 г. по инициативе главного конструктора направле-
ния В.Н.Власова было создано тематическое отделение кос-
мических систем связи - отделение 10 - как самостоятельное
направление по разработке низкоорбитальных космических
систем связи и наземных комплексов управления. Под его ру-
ководством была разработана и сдана в эксплуатацию НКСС
специального назначения и начата полномасштабная разработ-
ка системы связи народно-хозяйственного назначения «Гонец».
В 1996 г. был сдан в опытную эксплуатацию ЦУС,
а в 1997 г. - центральная региональная станция. Одновре-
менно с этим были разработаны, изготовлены и переданы
в опытную эксплуатацию несколько модификаций абонент-
ских терминалов АТ-1, АТ-ВН-12, АТ-СО-4 и др.
В рамках первого этапа на стадии опытной эксплуатации
находилась орбитальная группировка из девяти космических
аппаратов «Гонец-Д1», имеющих следующие характеристики
радиотехнического комплекса: скорость передачи информа-
ции - 2,7 Кбит/с, емкость бортовых запоминающих устройств
каждого КА - 1,5 Мбайт, число обслуживаемых абонентов -
до 10 тыс.
С1999 по 2001 г. разработку возглавлял главный конструк-
тор направления А.В.Колосов. В этот период было осуществле-
но дальнейшее развитие системы «Гонец» как перспективной
многофункциональной системы связи, получившей обозначе-
ние «Гонец-Д1М». Особое внимание уделялось применению
в разработке в наземной и бортовой аппаратуре высокоинте-
грированной импортной элементной базы.
С конца 2001 г. направление космических систем связи
возглавляет А.В.Котов.
420
Глава 17
В 2005 г. начался второй этап развертывания системы,
предусматривающий создание орбитальной группировки из
12 космических аппаратов «Гонец-М», имеющих коррекцию по-
ложения вдоль орбиты и оснащенных высокоэффективными
бортовыми ретрансляторами, что позволяет обеспечивать высо-
кие гарантированные характеристики связи: объем бортовых за-
поминающих устройств увеличился до 8 Мбайт, обеспечиваются
скорости передачи информации 2,4; 4,8; 9,8 и 64 Кбит/с, число
обслуживаемых абонентов в системе возросло до 200 тыс.
На первом и втором этапах создания системы были воз-
можны перерывы в связи. В то же время развертывание ор-
битальной группировки из 12 КА позволило обеспечить ха-
рактеристики связи, практически в полной мере отвечающие
основным требованиям современных потребителей услуг
подвижной связи в части передачи данных: время ожидания
КА - не более 10 мин на территории России.
Можно отметить, что в конце 1990-х гг. разрабатывался и
проект отечественной многолучевой радиотелефонной систе-
мы «Гонец-P» (аналог системы «Иридиум»), но в силу требу-
емых больших финансовых затрат он был выполнен в виде
поисковой и оценочной работы.
Третий этап развития системы «Гонец-Д1М» предпо-
лагает развертывание орбитальной группировки новых КА
«Гонец-М1», число которых должно быть доведено до 24
(четыре орбитальных плоскости по шесть КА в каждой пло-
скости), что обеспечит обслуживание до 1 млн абонентов
с исключением перерывов ожидания связи по всей терри-
тории Земного шара. При этом ставится задача обеспечить
качественно новые характеристики связного комплекса
системы в части как оперативности доставки информации,
так и повышения пропускной способности и наращивания
видов предоставляемых ус-
луг связи. Необходимо особо
подчеркнуть, что в системе на
базе КА «Гонец-М1» предпо-
лагается организация меж-
спутниковых линий связи,
позволяющих обеспечить для
приоритетных пользователей
системы доставку информа-
ции из любой точки Земного
Блок ВВК В-ОВМ-СА шаРа с минимальной задерж-
кой 1-2 мин.
Комплект аппаратуры КПА
Основная работа тематического направления «Разра-
ботка радиотехнических комплексов космических систем
связи» АО «НИИ ТП» - создание бортовых радиотехнических
и ретрансляционных комплексов с обработкой сигналов на
борту, т. е. фильтрацией, демодуляцией, помехоустойчивым
декодированием, а также маршрутно-адресной коммутацией
информационных пакетов в бортовом вычислительном ком-
плексе. Построение бортовых вычислительных комплексов
производится на базе многопроцессорных вычислительных
систем. Получен практический опыт разработки БРТК на вы-
сокоинтегрированной импортной элементной базе с военным
и космическим уровнем аттестации.
Неотъемлемой частью создания сложных бортовых
ретрансляционных комплексов является создание автома-
тизированной контрольно-проверочной аппаратуры. Кроме
этого, создаваемые комплексы КПА обеспечивают тестиро-
вание систем космических аппаратов. Имеющийся научно-
технический задел позволяет подойти к построению уни-
версальной КПА для перспективных космических платформ
разработки АО «ИСС им. академика М.Ф.Решетнева» и
других головных предприятий-разработчиков космических
аппаратов.
Сегодня в АО «НИИ ТП» производится разработка всего
комплекса вопросов, связанных с разработкой, развертыва-
нием и эксплуатацией наземного и космического сегментов
космических систем связи, в т. ч.:
-	разработка бортовых ретрансляционных комплексов;
-	разработка бортовых вычислительных комплексов;
-	разработка бортовых АТС;
-	разработка бортовых высокочастотных матриц;
-	разработка специальных комплексов межспутниковой
связи;
-	построение бортовых комплексов управления;
-	построение совмещенных командно-измерительных си-
стем (по связным радиолиниям);
-	разработка специального бортового программного обе-
спечения;
-	построение служебных каналов и малогабаритной ап-
паратуры КИС;
-	разработка бортовых приемных устройств;
-	разработка бортовых передающих устройств;
-	решение вопросов ЭМС;
-	разработка цифровых управляющих контроллеров;
-	создание комплексных стендов.
В части разработки отдельных устройств особо можно
выделить разработку многоканальных модуляторов и демо-
дуляторов спектрально-эффективных сигналов (типа MSK
и GMSK), помехоустойчивых кодеров и декодеров, а также
разработку уникальных фильтров для бортовых и наземных
радиотехнических комплексов.
Имеющийся технический задел по бортовому много-
функциональному вычислительному комплексу позволяет
реализовать бортовой резервированный комплекс управ-
ления для перспективных космических платформ массой
до 7 кг и перспективную совмещенную КИС с массой не
более 10 кг. Кроме того, накопленный опыт позволил про-
ектировать целые системы связи, а также системы фикси-
рованной и VSAT-связи.
421
АО «НИИ ТП»
Табл. 1
Технические характеристики системы «Гонец»
Наименование	«Гонец-Д1»	«Гонец-Д1М»	
		с КА «Гонец-М»	с КА «Гонец-М1»
Виды услуг	короткие сообщения (700 бит-50 Кбит)	короткие сообщения (до 700 бит), пейджинг, e-mail (10-500 Кбит)	короткие сообще- ния (до 700 бит), пейджинг, e-mail (10-500 Кбит)
Орбитальная группировка			
- тип группировки	некорректируемая	корректируемая	корректируемая
- общее число КА	до 9 (3x3 плоек.)	до 12 (3x4 плоек.)	до 24 (6x4 плоек.)
- высота орбиты, км	1500	1500	1500
- наклонение орбиты, град.	82,5	82,5	82,5
Степень охвата земной поверхности	глобальный охват, вклю- чая приполярные широты	глобальный охват, включая приполярные широты	глобальный охват, включая приполяр- ные широты
Определение параметров движения КА	-	-	+
Среднее время ожидания:			
- на широте 50°	2,5 ч	5 мин	0
- на широте 55°	1,5ч	3,5 мин	0
- на широте 65°	40 мин	1,5 мин	0
Диапазоны частот, МГц	200/300	200/300; 300/400	200/300; 300/400
Пропускная способность системы, Мбит/сутки	102	103	5x103
Скорость передачи информации, Кбит/с	2,4	2,4-9,6	2,4-64
Точность определения положения подвижных средств, м	100 (GPS)	100 (GPS/ГЛОНАСС) 1000 (автоном. режим)	100 (GPS/ГЛОНАСС) 1000 (автоном. режим)
За период с начала 1990-х гг. был проработан целый
комплекс вопросов построения систем спутниковой связи
на базе геостационарных («Волна»), высокоэллиптических
(«Нипек-Север», «Триада»), среднеорбитальных («Ростеле-
сат», «Молния-Зонд»), низкоорбитальных («Гонец-Д1», «Го-
нец», «Гонец-P», «Волна») орбитах.
В рамках космической платформы РКК «Энергия» прове-
дена разработка 5-диапазонного многолучевого ретрансля-
тора в диапазонах 0,3/0,4 ГГц (ПСС); 1,5/1,6 ГГц (ПСС); 4/6 ГГц
(ФСС), 11/14 ГГц (ФСС), 20/30 ГГц (ФСС). В рамках систем
«Волна» и «Ростелесат» были разработаны БРК в диапазонах
0,3/0,4 и 2,2/2,6 ГГц; для системы «Триада» - в диапазонах
1,5/1,6 и 2,2/2,6 ГГц; для системы «Молния-Зонд» - в диа-
пазонах 0,3/0,4, 2,2/2,6 и 11/14 ГГц.
В рамках радиотелефонных систем «Гонец-P» (платфор-
мы РКК «Энергия»), «Нипек-Север», «Волна», «Ростелесат» и
«Молния-Зонд» были рассмотрены вопросы построения ретран-
сляционных комплексов с многолучевыми бортовыми антенны-
422
Глава 17
Центр управления
ми системами. В рамках систем «Гонец-P» и «Гонец-М1» было
рассмотрено построение комплексов межспутниковой связи.
Кроме вопросов построения бортовых ретрансляцион-
ных комплексов и КПА, АО «НИИ ТП» проводит разработку
широкого комплекса вопросов построения наземных средств
управления и связи:
-	региональных (базовых) станции ретрансляции або-
нентской информации;
-	наземных станций управления с функциями РКО;
-	центров управления связным комплексом;
-	центров управления орбитальными группировками;
-	программно-аппаратных средств наземных комплексов
управления связными комплексами и НКУ орбитальной груп-
пировкой;
-	обеспечивает решение вопросов организации связи,
разработки протоколов информационного обмена и базовой
сети обмена данными;
-	пользовательской аппаратуры разных модификаций,
абонентских терминалов спутниковой связи (малогабарит-
ные с ненаводимыми антеннами);
-	наземных шлюзов сопряжения (с Интернет, телеграф-
ными каналами);
-	встроенных устройств сопряжения с датчиковыми сред-
ствами потребителей;
-	специального ПО:
•	наземной аппаратуры для внешних вычислительных
комплексов;
•	для аппаратуры автономных вычислительных комплек-
сов (внутреннее ПО);
•	вторичной обработки (статистика сеансов, автоматизи-
рованное построение зон радиовидимости, упрощенные про-
граммы прогноза орбитального движения);
•	наземных систем автоматизированного управления си-
Разработанный вариант системы «Молния-Зонд» инте-
ресен и как самостоятельная региональная система связи,
обеспечивающая непрерывное обслуживание небольшим
числом КА, и как дополнение к системе «Гонец-Д1М» в части
каналов подвижной связи. При этом работа абонентов может
осуществляться через единые технические средства (або-
нентские терминалы) в общем диапазоне частот.
Система «Гонец-Д1М» с КА, находящимися на околокру-
говых полярных орбитах высотой 1400-1500 км, позволяет
обеспечивать обслуживание потребителей по всему Земному
шару с использованием малогабаритных низкоэнергетических
абонентских терминалов. Первый этап-система «Гонец-Д1» на-
ходится на стадии опытной эксплуатации и представления услуг
государственным и корпоративным пользователям. Второй этап
системы с КА «Гонец-М» - развернута полномасштабная орби-
тальная группировка, созданы региональные станции в г.г. Мо-
сква, Железногорск, Южно-Сахалинск, Тикси; в 2016 г. начался
этап опытной эксплуатации системы. Также в 2016 г. может быть
принято решение о разработке третьего этапа перспективной
низкоорбитальной системы с КА «Гонец-М1» с многолучевым
ретранслятором и межспутниковыми линиями связи.
За весь период было изготовлено и запущено на орбиту
более 150 комплектов бортовых радиотехнических комплек-
сов в составе космических аппаратов связи «Гонец». При
этом около 20 комплектов бортовых радиотехнических ком-
плексов было создано в опытном производстве АО «НИИ ТП»
при поддержке специалистов научно-технических подразде-
лений института. На данный момент группировка низкоорби-
тальных КА «Гонец» является самой многочисленной среди
ОГ РФ после КА системы «Глонасс».
Главные конструкторы направления «Радиотехнические
комплексы для низкоорбитальных космических систем свя-
зи» - Владимир Николаевич Власов (1996-1999 гг.) - к.т.н.;
Александр Всеволодович Колосов (1999-2001 гг.); Александр
Викторович Котов (2001 г. - наст. вр.).
Абонентские терминалы различных модификаций
в диапазоне Д2
стемами связи.
Одновременно была разработана спут-
никовая система «Молния-Зонд» на эл-
липтических орбитах со средней высотой
орбиты (апогей 12600 км), обеспечивающая
непрерывное покрытие территории Россий-
ской Федерации при шести КА. Организация
радиолиний в диапазоне УКВ в совокупности
с бортовой многолучевой антенной систе-
мой позволяет работать на малогабаритных
абонентских терминалах.
Бортовой радиотехнический комплекс
423
ГЛАВА 18
т4. К Сорокин
АО «НИИ командных приборов»
Разработка инерционных исполнительных
органов систем ориентации
космических аппаратов
Инерционные исполнительные органы систем ориентации
космических аппаратов служат для создания управляющих
моментов, непосредственно воздействующих на корпус
КА и приводящих его в положение заданной ориентации.
По принципу действия их можно разделить на следующие
типы:
-	гиродемпферы и гиростабилизаторы;
-	управляющие двигатели-маховики;
-	силовые гироскопические устройства.
Основным достоинством ИИО является способность соз-
давать управляющие моменты лишь за счет затрат электро-
энергии - без затрат, подобно жидкостным или газореактив-
ным двигателям, рабочего тела - топлива или газа.
Указанное достоинство, наряду с применением спе-
циальных систем сброса накопленного кинетического
момента различного типа (аэродинамических, гравитаци-
онных, магнитных, электрореактивных), позволяет соз-
дать практически безрасходные системы ориентации, что
чрезвычайно важно для длительно существующих косми-
ческих аппаратов.
Наряду с этим применение ИИО позволяет:
-	реализовать в случае активного управления линей-
ное, широкодиапазонное изменение управляющих момен-
тов, требуемое для обеспечения высоких динамических и
точностных характеристик ориентации КА;
-	создать вокруг КА «чистую среду», необходимую для
работы его оптических средств;
-	повысить надежность работы исполнительных органов
за счет их рационального резервирования.
АО «НИИ командных приборов»
Гиродемпферы и гиростабилизаторы
Гиродемпферы служат для демпфирования колебаний
КА относительно некоторого устойчивого состояния равно-
весия, создаваемого другими средствами, например, за счет
гравитационных или аэродинамических сил. Их историче-
ским предшественником является известный гироскопиче-
ский успокоитель качки морских судов - пассивный гироста-
билизатор германского инженера О.Шлика.
Начиная с 1961 г. в США было запущено несколько спут-
ников типа Адена, снабженных гравитационной системой
ориентации. Демпфирование собственных колебаний, возни-
кающих при ее работе, осуществлялось системой гиродемп-
феров. Эти гиродемпферы представляли собой двухстепен-
ные поплавковые гироскопы, движение которых вокруг оси
прецессии стеснено пружиной. В систему входили четыре
или два V-образно расположенных гиродемпфера (две пары
типа «V-крен» или одна типа «V-рыскание»).
Точность таких систем зависит от степени минимизации
внешних воздействий, обусловленных дегазацией, аэроди-
намическим сопротивлением, остаточным магнитным мо-
424
Глава 18
ментом и давлением солнечного света. Эксперимент пока-
зал, что такой системой ориентации может быть достигнута
погрешность менее 1 град, на средних высотах и 3-10 град,
на малых высотах.
Гирогравитационные системы ориентации с гиродемпфе-
рами применялись также на некоторых советских спутниках
серии «Космос».
Другим примером использования гиродемпферов
является гироаэродинамическая система ориентации со-
ветского спутника «Космическая стрела», запущенного
в 1967 г., предназначенного для оптических исследований
атмосферы Земли. В этой системе также использовались
два V-образно расположенных гиродемпфера, представля-
ющих собой двухстепенные поплавковые гироскопы с пру-
жиной по оси прецессии. Указанная система обеспечивала
погрешности ориентации спутника по всем осям менее
10 град.
В 1965 г. в СССР был запущен спутник «Молния-1»,
предназначенный для передачи телевизионных программ и
осуществления телефонной и телеграфной связи. Его си-
стема ориентации должна была осуществлять практически
непрерывную ориентацию солнечных батарей на Солнце и
передающих антенн на Землю. Для решения этой задачи
была спроектирована оригинальная система ориентации,
основанная на использовании одного силового гиростаби-
лизатора, который представлял собой гироскоп, помещен-
ный в обращенный карданов подвес, связанный с корпусом
упруго-вязкими демпферами. Данный гиростабилизатор
создавал стабилизирующие и демпфирующие моменты
относительно двух осей спутника, а относительно третьей
оси управляющий момент создавался за счет изменения
величины кинетического момента гироскопа подобно дви-
гателю-маховику. Это техническое решение оказалось до-
статочно эффективным и было тиражировано при создании
других КА с аналогичными задачами.
Системы ориентации КА, использующие гиродемпферы
и гиростабилизаторы пассивного типа, являются простыми,
надежными и долговечными, однако область их применения
ограничена КА, требующими в основном постоянной ориен-
тации в той или иной системе координат с невысокими точ-
ностями.
Управляющие двигатели-маховики
Управляющий двигатель-маховик представляет собой
ротор, установленный в опорах вращения в корпусе, при-
водящийся во вращение электродвигателем, управляемым
по сигналам системы ориентации КА. Кинетический момент
УДМ обозначим через Н. Будем считать, что он направлен по
оси вращения ротора и равен J Q, где J - момент инерции
ротора, Q - скорость его вращения относительно корпуса.
Тогда момент, приложенный к корпусу КА со стороны УДМ,
определится соотношением
м = - ^-= - Н - со X Н
dt
где точкой сверху обозначена локальная производная
вектора Н в связанной с корпусом КА системе координат, со -
угловая скорость корпуса КА. Учитывая, что управляемым па-
раметром УДМ является скорость (или ускорение) вращения
ротора относительно корпуса, управляющим моментом УДМ
назовем составляющую Н
My=H = J- Q,
отнеся составляющую - сохН к возмущениям, которые учи-
тываются при формировании сигналов управления.
В зависимости от принципа построения системы ориента-
ции КА скорость вращения ротора может изменяться в сим-
метричном диапазоне от -Qm до Qm, где - максимальная
величина скорости (reaction wheel), или иметь постоянную
составляющую Ц. В последнем случае скорость вращения
Схема расположения гиродемпферов типа «V-крен»
ротора изменяется в некотором узком диапа-
зоне относительно номинального значения Ц
(momentum wheel).
Управляющие двигатели-маховики разра-
батываются многими зарубежными и отече-
ственными предприятиями. Среди отечествен-
ных можно указать Корпорацию «ВНИИЭМ»,
НИИ командных приборов, НПЦ «Полюс».
Электромеханический блок включает
в себя ротор, опоры вращения ротора, элек-
тродвигатель, датчики положения ротора и
температуры, корпус и кожух, образующие
герметичную полость и другие элементы кон-
струкции. Герметизированное пространство
электромеханического блока обычно запол-
нено легким газом под невысоким давлени-
ем. Электронный блок содержит оконечное
устройство линии передачи информации,
устройства ее обработки, устройства цепей
обратной связи, коммутаторы, вспомогатель-
ные устройства для формирования вторично-
го электропитания телеметрической и диагно-
стической информации. Конструктивно УДМ
425
АО «НИИ командных приборов»
Ротору
Кожух
Ось
Кольцо Узел подпитьи Двигатель
«аслоотбойное,/ маслом /
.Адаптер
обмена
Кабель с
соединителем
температуры
Датчик
положения
ротора (ДПР)
Л1Р
Регулятор
тока
> iтройство
управления
коммута-
тором
Электронный
коммутатор
Оконечное
устройство
МКО
Датчик
тока
Структура УДМ
может быть выполнен в виде единого блока (моноблока) или
в виде двух приборов: электромеханического и электронного.
Опоры вращения ротора могут быть шарикоподшипнико-
выми или бесконтактными (магнитными, газо- или гидроди-
намическими). В настоящее время большинство опор - шари-
коподшипниковые. При максимальных скоростях вращения
ротора, достигающих 8000-9000 об./мин, они позволяют
получить простую и легкую конструкцию, обеспечивая при
этом ресурс работы до 15 лет и более. Использование бес-
контактных опор может быть связано с некоторыми особыми
требованиями к УДМ, например, минимизации собственных
вибраций, минимизации трения в подвесе ротора и т. д.
Электропривод УДМ может быть выполнен на базе син-
хронного, асинхронного электродвигателя или бесконтакт-
ного двигателя постоянного тока с постоянными магнитами.
Наиболее применяемым в настоящее время является бескон-
тактный электродвигатель постоянного тока с датчиком по-
ложения ротора. Основным достоинством такого двигателя
является возможность обеспечения линейного регулирова-
ния управляющего момента в широком диапазоне изменения
скоростей вращения ротора и реализации режима рекупера-
ции энергии при торможении ротора, а также хорошие энер-
гомассовые характеристики.
Исполнительные органы, построенные на основе УДМ,
наиболее полно удовлетворяют условиям применения в КА,
которые длительное время ориентируются в постоянной
системе координат - инерциальной, орбитальной, путе-
вой и т. д. - и не совершают быстрых программных пово-
ротов. УДМ просты в конструктивном отношении, техноло-
гичны, недороги в производстве и в то же время достаточно
универсальны в том смысле, что, варьируя величину их мак-
симального кинетического момента, число и схему располо-
жения УДМ в связанной системе координат, можно удовлет-
ворить практически любым требованиям систем ориентации
указанных КА. В связи с этим они весьма востребованы в кос-
мической технике. В частности, в России разрабатывается
широкая гамма УДМ, имеющих максимальный кинетический
момент в диапазоне от 1 до 100 Н м с.
Для трехосного управления ориентацией КА достаточно
трех УДМ. Однако, соображения, связанные с надежностью
работы системы ориентации КА, заставляют использовать
избыточное количество УДМ. Электрические и электронные
части УДМ, как правило, дублируются или троируются. Од-
нако шарикоподшипниковые опоры ротора резервировать
трудно. Поэтому с целью резервирования всех жизненно
важных узлов комплекса УДМ, как правило, используют
четвертый - резервный УДМ. Дальнейшее увеличение числа
УДМ нерационально, т. к. при дроблении суммарного кинети-
ческого момента комплекса УДМ его масса возрастает. Это
вызвано нелинейной зависимостью массы УДМ от величи-
ны максимального кинетического момента, изменяющейся
приблизительно пропорционально д/Нт . В связи с этим
в большинстве случаев ограничиваются применением имен-
но четырех УДМ. Схема расположения четырех УДМ в связан-
ной с корпусом КА системе координат может быть различ-
ной. Часто используется схема, при которой оси управления
трех основных УДМ ориентированы по трем осям связанной
системы координат, а четвертый, резервный, УДМ наклонен
к связанным осям под равными углами и включается в ра-
боту, когда один из основных выйдет из строя. В другом
варианте, также применяющемся на практике, оси управле-
ния перпендикулярны четырем непараллельным граням ок-
таэдра. При этом все четыре УДМ работают одновременно.
Применение УДМ невыгодно в тех случаях, когда требуется
426
Глава 18
Управляющий двигатель-маховик КА «Ямал». УДМ имеет
максимальный кинетический момент 18 Н-м-с и
управляющий момент 0,1 Н-м
создание управляющих моментов высокого уровня, напри-
мер, в высокодинамичных системах ориентации КА ДЗЗ. Это
связано с тем, что потребляемая УДМ мощность в этом слу-
чае может стать непомерно большой, т. к. основная ее часть
пропорционально зависит от произведения |Му| * |Q|
Силовые гироскопические устройства
Для длительно работающих на орбите КА, совершающих
большое количество быстрых программных поворотов, напри-
мер, КА дистанционного зондирования Земли и крупных орби-
тальных станций типа «Мир», Skylab, МКС, оптимальным типом
исполнительных органов системы ориентации являются силовые
гироскопические устройства, работающие в активном режиме,
т. е. создающие управляющий момент в зависимости от сигна-
лов, формируемых системой в соответствии с информацией из-
мерительного комплекса и программой полета. Активный способ
управления, реализуемый этими устройствами, позволяет также
обеспечить прецизионные точности ориентации, обычно требуе-
мые для указанного класса КА. Совокупность установленных на
борту СГУ образует силовой гироскопический комплекс.
Основой любого СГУ являются гироскопы, помещенные
в тот или иной подвес, обеспечивающий свободу их враще-
ния относительно корпуса КА. Ось вращения ротора относи-
тельно оси симметрии называется главной осью гироскопа.
Изменение положения главной оси относительно корпуса КА
обеспечивается дополнительными осями подвеса. Если такая
дополнительная ось одна, то гироскоп называется двухсте-
пенным управляющим гироскопом, или гиродином, если две-
то трехстепенным управляющим гироскопом. Отметим, что
в американской литературе двухстепенной гироскоп называет-
ся «гироскопом с одной осью свободы» (Single-degree-of-free-
dom gyro), а трехстепенной - «гироскопом с двумя степенями
свободы» (Two-degree-of-freedom gyro). Для вращения гиро-
скопа относительно осей подвеса, называемых также осями
прецессии, силовое гироскопическое устройство снабжается
специальными управляющими приводами. Вращение ротора
относительно главной оси поддерживается гиродвигателем.
Принцип действия СГК можно пояснить, не вдаваясь
в особенности его конструкции, исходя из основного зако-
на динамики вращательного движения механической систе-
мы - закона об изменении ее кинетического момента, при-
мененного по отношению к системе «корпус КА (вместе со
связанными с ним частями) + СГК». Обозначим кинетический
момент корпуса КА через Ко, а кинетический момент СГК че-
рез К; тогда в соответствии с указанным законом будем иметь
J(K0+K) = MB,
где Мв - момент внешних воздействий, приложенных
к указанной системе.
Рассмотрим работу системы ориентации на небольшом
промежутке времени, когда воздействием внешних моментов
можно пренебречь, т. е. можно положить Мв= 0. В таком слу-
чае закон об изменении кинетического момента переходит
в закон сохранения кинетического момента
Ко+К = (Ко+К) |t=0 = const
Структурная схема системы ориентации КА с СГК
427
АО «НИИ командных приборов»
Отсюда следует, что изменение кинетического момента
СГК приводит к равному по величине и противоположному по
направлению изменению кинетического момента корпуса КА,
т. е. кинетический момент системы «корпус КА+СГК», сохра-
няясь по величине и направлению, перераспределяется меж-
ду корпусом КА и СГК и, управляя кинетическим моментом
СГК, возможно изменять заданным образом кинетический
момент корпуса КА, и, следовательно, его угловую скорость
и угловое положение. Предположим, в частности, что корпус
КА является абсолютно твердым телом, а начальный кинети-
ческий момент системы «корпус КА+СГК» равен нулю. Тогда
приведенное соотношение примет вид
J со = -К,
где J - тензор инерции корпуса КА, ш - угловая ско-
рость КА.
Кинетический момент СГК - К - изменяется путем враще-
ния гироскопов с помощью управляющих приводов, установ-
ленных по осям подвеса гироскопов.
Рассмотрим другую крайнюю ситуацию, когда КА дли-
тельное время находится в положении заданной ориентации
относительно некоторой невращающейся или медленно вра-
щающейся опорной системы координат и кинетическим мо-
ментом корпуса КА можно пренебречь. При этом начальный
кинетический момент системы «корпус КА+ СГК» равен нулю.
Тогда в соответствии с законом об изменении кинетического
момента будем иметь
К =j MBdt.
Как следует из этого соотношения, СГК изменяет свой
кинетический момент, поддерживая заданную ориентацию
и компенсируя действие внешнего момента. Причем, т. к.
в правой части этого равенства стоит интеграл от внешнего
возмущающего момента по времени, даже весьма малые мо-
менты могут приводить при длительных временах действия
к достижению предельного кинетического момента, создава-
емого СГК. В связи с этим при применении СГК требуется, как
правило, наличие специальной системы разгрузки, позволя-
ющей ограничить или обнулить кинетический момент систе-
мы «корпус КА+СГК». Это может быть магнитная, аэродина-
мическая, гравитационная система или система реактивных
двигателей.
Рассмотрим теперь общую ситуацию, предположив, что
векторы, входящие в закон об изменении кинетического
момента, записаны в проекциях на оси системы координат,
связанной с корпусом КА. В таком случае представим его
в форме
£ко+ШхК = К + Мв.
Вектор - К - локальную производную вектора кинети-
ческого момента СГК в связанной с корпусом КА системе
координат, удобно рассматривать в качестве управляющего
момента СГК, т. к. этой составляющей полного момента,
приложенного к корпусу КА со стороны СГК, можно легко
управлять. Обозначим далее М = -К. Кинетический момент
СГК будем считать равным сумме кинетических моментов
Ц, i = 1,2,..., п, гироскопов, входящих в его состав. Векторы
Цбудем считать направленными по главным осям гироскопов
и постоянными по величине. В таком случае проекции кине-
тического момента СГК на оси связанной системы координат
Ks, s = 1, 2, 3, будут функциями углов поворота гироскопов
относительно осей прецессии <р, j = 1.m, Ks = Ks(
...<Pm),s = 1,2,3.
Дифференцируя это выражение по времени, найдем про-
екции управляющего момента СГК на оси связанной с корпу-
сом КА системы координат
r f f'' к
m^=-ks^.........
s = 1,2,3.
Отсюда видно, что, изменяя надлежащим образом скоро-
сти вращения гироскопов Ф j , возможно обеспечить созда-
ние требуемых проекций управляющего момента на оси, свя-
занные с корпусом КА. Отметим при этом, что величины
аг,
дф являются функциями углов <Pj, j = 1, ..., m,
в связи с чем величина управляющего момента, развивае-
мого СГК, зависит от состояния СГК, характеризуемого на-
бором величин q)j, и при некоторых состояниях СГК, на-
зываемых особыми, нельзя найти скорости <р j,
обеспечивающие создание всех требуемых управляющих
моментов. Наличие таких особых состояний существенно
осложняет формирование алгоритмов управления рабо-
той системы ориентации при применении СГК. Их изуче-
нию посвящены многие специальные исследования.
Разработкой и изготовлением СГК занимаются ведущие за-
рубежные и отечественные фирмы: Honeyweell, Bendix, L-3 Com-
munications (Space & Navigation), Astrium, Teldix, ВНИИ электро-
механики, НИИ командных приборов, НТЦ «Полюс» и др.
Первые СГК, созданные у нас в стране, были построены на
базе спарок трехстепенных гироскопов. Спарка трехстепенных
гироскоп
Кинематическая схема спарки трехстепенных
гироскопов
428
Глава 18
Кинематическая схема гиродина
гироскопов представляет собой два трехстепенных гироскопа,
угловое движение которых синхронизировано таким образом,
что кинетические моменты этих гироскопов, в начальном поло-
жении противоположно направленные, могут поворачиваться
только на равные углы и в противоположные стороны. Для обе-
спечения такой синхронизации гироскопы помещают в специ-
альный подвес, например, «конический», бикарданов или др.
Применение спарок трехстепенных гироскопов обеспе-
чивает эффективное использование кинетических моментов
гироскопов и простоту алгоритмов управления ориентаций
КА. Они легко позволяют изменять кинетический момент по
одной из связанных с КА осей, не изменяя его по другим.
Работы по созданию таких СГК начались в НИИ команд-
ных приборов в 1969 г. применительно к КА ДЗЗ. Первый СГК
структурно состоял из двух спарок трехстепенных гироско-
пов и двух электронных приборов. Синхронизация вращения
гироскопов в спарке осуществлялась с помощью ленточных
спарников. Гироскопы имели кинетический момент 100 Н м с
и потребляемую мощность в режимах стабилизации 8 Вт. Для
создания требуемого управляющего момента использовался
двухконтурный управляющий привод, обеспечивающий тон-
кое линейное управление моментом в режимах стабилизации
и фиксированный управляющий момент высокого уровня
в режимах переориентации. Конструкторская документация
этого комплекса была разработана в 1971 г., изготовление
осуществлялось Бердским электромеханическим заводом.
В 1975 г. были начаты летные испытания, а в 1978 г. он был
принят в эксплуатацию в составе КА. Для разгрузки СГК
в данном случае использовались аэродинамическая система
и система реактивных двигателей. Этот СГК прошел два эта-
па модернизации, с вводом в эксплуатацию в 1986 и 1994 гг.
Всего в натурных условиях отработало ориентировочно
170 таких комплексов с суммарной наработкой 215 тыс. ча-
сов. Использование данного СГК позволило создать практи-
чески безрасходную высокоточную систему ориентации для
высокоманевренных КА ДЗЗ.
Однако СГК, построенные на базе спарок трех-
степенных гироскопов, сложны в конструктивном
отношении, имеют большую массу и трудны в изго-
товлении. В этом отношении они проигрывают СГК,
построенным на основе двухстепенных управляю-
щих гироскопов, называемых гиродинами.
Управляющий момент гиродина направлен по
оси Oz, связанной с корпусом гироскопа, и равен
по величине произведению |н1-Ы • ПРИ враще-
нии гироскопа относительно оси подвеса направ-
ление действия управляющего момента изменяется
и в процессе управления система гиродинов может
прийти к такому состоянию, когда оси Oz всех ги-
родинов окажутся в одной плоскости или даже на
одной прямой, и, следовательно, система не смо-
жет создавать управляющий момент по всем трем
направлениям, требующимся для трехосной ори-
ентации КА. Для исключения этих состояний при
незначительных ограничениях на область создава-
емых СГК значений кинетического момента требу-
ется сложная логика и алгоритмы управления ори-
ентацией, реализация которых возможна лишь при
наличии на борту КА достаточно мощных вычислительных
средств.
Одним из достоинств гиродина является свойство уси-
ления момента в том смысле, что величина развиваемого им
управляющего момента может существенно превосходить
требуемую величину момента, развиваемого электродвига-
телем, обеспечивающим вращение гироскопа относительно
оси подвеса. Это связано с тем, что основной нагрузкой на
электропривод гироскопа является момент гироскопиче-
ской реакции от вращения КА с относительно малыми ско-
ростями по сравнению со скоростью вращения гироскопа
в подвесе, что и определяет различие в величине указанных
моментов. Это позволяет использовать в электроприводе
маломощные электродвигатели с высоким КПД.
Впервые в нашей стране гиродины, разработанные ВНИИ
электромеханики, были применены для ориентации орби-
тальной станции «Мир». Они работали на орбите с 1987 по
2001 г. Количество гироскопов в системе составляло 6 штук
на первом этапе и 12 штук на втором. Кинетический момент
гироскопов составлял 1000 Н-м-с, скорость вращения рото-
ра-10000 об./мин.
Отличительной особенностью данного гиродина явля-
лось использование электромагнитной опоры ротора ги-
роскопа. Магнитные опоры ротора позволяют эффективно
решить проблему ресурса работы гиродина, имеют малый
момент сопротивления, слабо зависящий от условий экс-
плуатации, работают при относительно больших зазорах
между ротором и корпусом, что позволяет их использовать
в широком диапазоне температур и глубоком вакууме, име-
ют малый уровень вибрации и шума. Однако по сравнению
с шарикоподшипниковыми опорами они имеют большую
массу, меньшую жесткость, приводя к дополнительно-
му энергопотреблению гироскопа, особенно при высоких
уровнях управляющего момента. Слабым местом такого
гироскопа являются аварийные подшипники, которые пред-
усматриваются в конструкции на случай пропадания элек-
429
М) «НИИ командных приборов»
Гиродин для КА «Гамма»
тропитания в процессе работы гиродина. Эти подшипники
работают в тяжелейших условиях и фактически они опреде-
ляют ресурс работы гиродина.
В то же время, как показывают экспериментальные работы
и натурные испытания силовых гироскопов, современные ша-
рикоподшипниковые опоры при грамотно выбранных параме-
трах способны обеспечить ресурс работы силового гироскопа
до 20 лет при скоростях вращения ротора до 10000 обУмин.
С учетом этих обстоятельств шарикоподшипниковые опоры
ротора в настоящее время являются основным типом опор,
применяемых в силовых гироскопах, как отечественных, так и
зарубежных.
Гиродин такой конструкции был разработан НИИ команд-
ных приборов в 1978 г. для астрофизического КА «Гамма».
В этом КА устанавливались шесть гиродинов, гироскопы ко-
торых имели кинетический момент 100 Нмс. Они эксплуа-
тировались на орбите с июля 1990 г. по февраль 1992 г. и
проработали в полете 8000 ч без замечаний.
Учитывая потребности головных разработчиков КА в соз-
дании гиродинов, обеспечивающих управление КА различной
массы, с различной динамикой и требующих соответственно
гиродинов с различной величиной кинетического момента
гироскопов, с 1981 г. в НИИ командных приборов решалась
задача создания унифицированного ряда гиродинов с кине-
тическими моментами гироскопов от 100 Н м с до 2500 Н м с.
В дальнейшем, в связи с появлением малых КА ДЗЗ, нижняя
граница была уменьшена до 3 Н м с. Эта задача решалась в ходе
реализации определенных НИР и ОКР для конкретных КА.
Блок питания гироскопа осуществляет разгон ротора
до номинальной скорости вращения и поддержание этой
скорости с требуемой точностью во всех условиях эксплуа-
тации. Блок управления приводом обеспечивает вращение
гироскопа относительно оси подвеса со скоростью, величина
которой задается в виде управляющего сигнала из системы
управления КА. Усилитель, входящий в блок управления при-
водом, работает по разностному сигналу между управляю-
щим сигналом и сигналом обратной связи от датчика угла,
установленного по оси подвеса. Преобразованный сигнал
с датчика угла также передается через блок сопряжения
в систему управления КА. Блок сопряжения обеспечивает
логику включения и выключения вышеуказанных блоков и
управление их резервами, а также осуществляет согласова-
ние сигналов системы управления с сигналами управления
блоками.
Все электромеханические узлы гиродина дублированы,
электронные устройства дублированы или троированы. Ин-
формационный обмен между управляющей БЦВМ и изделием
осуществляется по МКО, реализующему магистральный по-
следовательный интерфейс согласно ГОСТ Р 52070-2009. Ротор
гироскопа приводится во вращение бесконтактным двигателем
постоянного тока, максимальная скорость вращения достигает
10000-15000 обУмин. Гироскоп имеет неограниченный угол
прокачки относительно оси подвеса. Передача электропитания
и информации через ось подвеса осуществляется с помощью
коллекторного узла. Управляющий вращением гироскопа от-
носительно оси подвеса привод в большинстве случаев имеет
редуктор и строится на базе бесколлекторного двигателя посто-
янного тока. Информация об угле поворота гироскопа относи-
тельно оси подвеса измеряется дискретным датчиком, который
выдает эту информацию в систему ориентации КА и использует-
ся также в цепи обратной связи системы управления скоростью
вращения гироскопа относительно оси подвеса.
Один гиродин обеспечивает создание управляющего мо-
мента лишь относительно одной оси. Для трехосного управ-
ления ориентацией КА необходимы как минимум три гиро-
дина. Однако трехгироскопные схемы не имеют большого
самостоятельного значения, т. к. в них не резервируется наи-
более критичный с точки зрения надежности и ресурса работы
Структурная схема гиродина
430
Глава 18
Табл. 1
Ряд силовых гироскопических комплексов, унифицированных по кинетическому моменту
Изделие	Н, Нм-с		МУ-Л"	т, кг	Выпуск КД год
сгк-з	3	±1,1	±0,0015	4,5	2012
СГК-5	5	±1,6	±0,0023	5,6	2013
СГК-30	30	±30	±0,008	17	2013 (РД)
СГК-60; 100	60; 100	±100	±0,01	25,6	2009
СГК-100	100	±14,8	±0,058	42	2001
СГК-250	250	±37,5	±0,018	49	2005
СГК-1000	1000	±200	±0,1	99	проект
СГК-2500	2500	±440	±1,7	240	2016
СГК-2000	2000	±300	±0,1	156	проект
узел-опора ротора гироскопа. Они представляют интерес как
вырожденные схемы, получающиеся из схем с избыточным
числом гироскопов при отказах последних. Сложность по-
строения алгоритмов управления работой системы гиродинов
вызвана сложной структурой особых состояний, в которых СГК
перестает выполнять свои функции полностью. При увеличе-
нии числа гиродинов задача управления их работой упроща-
ется, т. к. расширяются возможности управления, и указанная
структура особых состояний становится более простой. Однако
при дроблении требуемого суммарного кинетического момента
эксплуатационные характеристики СГК - масса, энергопотре-
бление - ухудшаются с ростом числа гироскопов вследствие
нелинейной зависимости этих характеристик от величины кине-
тического момента гироскопа. Так, например, масса гироскопа
при сохранении основных конструктивных-решений изменяет-
ся приблизительно пропорционально Л|Н . Вследствие этого
масса двух гироскопов с кинетическим моментом 0,5Н превос-
ходит в 1,4 раза массу одного гироскопа с кинетическим мо-
Гиродин 14М537
ментом Н. Поэтому число гиродинов в схеме не должно быть
слишком большим, если нет каких-либо особых обстоятельств.
Оптимальным в большинстве случаев является число гироди-
нов в системе от 4 до 6. Это позволяет сочетать приемлемые
эксплуатационные характеристики СГК с гибкостью в обеспе-
чении требуемой области кинетического момента и простотой
формирования законов управления. Необходимая надежность
обеспечивается при этом также за счет надлежащего резерви-
рования элементов и систем самого гиродина.
Схема расположения гиродинов в связанной с корпусом
КА системе координат выбирается в зависимости от конфигу-
рации области требуемых значений кинетического момента.
Вид этой области зависит от инерционных характеристик КА,
его программных угловых скоростей и внешних моментов.
Минимально избыточные четырехгироскопные схемы при-
влекают особое внимание из-за малой массы, энергопотребле-
ния и габаритов. В этом классе отметим две схемы, представ-
ляющие практический интерес. Первая из них, т. н. обобщенная
2-SPE схема, состоит из четырех гиродинов, оси прецессии кото-
рых лежат в одной плоскости и перпендикулярны сторонам ром-
ба. Такая схема применена в СГК КА дистанционного зондирова-
ния Земли «Ресурс-ДК», выведенного на орбиту в июне 2006 г.
Другая была предложена для французских КА дистанционного
зондирования Земли Pleiades-HR. В ней оси прецессии ортого-
нальны четырем непараллельным граням октаэдра.
Шестигироскопные СГК на основе гиродинов были при-
менены в ОС «Мир» и в астрофизическом КА «Гамма». В пер-
вом случае оси прецессии гиродинов были перпендикулярны
шести непараллельным граням додекаэдра, а во втором по-
парно параллельны осям связанной системы координат КА.
Трехстепенные управляющие гироскопы имеют более
сложную конструкцию, чем гиродины, но кинетический мо-
431
АО «НИИ командных приборов»
Кинематическая схема трехстепенного управляющего гироскопа
На орбитальной станции Skylab
использовались три трехстепенных
управляющих гироскопа, на МКС -
четыре. Управляющие гироскопы
МКС разработаны и изготовлены
американской фирмой L-3 S&N на
базе и с учетом опыта эксплуатации
гироскопов станции Skylab. Они имеют
кинетический момент 4760 Н м с, ско-
рость вращения ротора 6600 обУмин,
максимальный управляющий момент
258 Нм, максимальную скорость вра-
щения гироскопа относительно осей
прецессии 3,1 градУс, массу 272 кг,
работают в открытом космическом
пространстве.
Выбор типа инерционных ис-
полнительных органов, их количе-
ства, схемы расположения на борту
КА, параметров определяется задачами, решаемыми КА,
он индивидуален для каждого конкретного КА и является
предметом специальных исследований.
мент гироскопа в них используется более эффективно. Один
трехстепенной управляющий гироскоп может создавать
управляющий момент одновременно по двум осям, в отличие
от гиродина. Законы управления ориентацией при исполь-
зовании трехстепенных управляющих гироскопов проще,
чем при использовании гиродинов. Их легче резервировать
и монтировать на КА. Однако они не обладают свойством
усиливать момент, поэтому их применение в быстроманев-
рирующих КА, требующих больших управляющих моментов,
энергетически невыгодно.
Как можно видеть, в этом устройстве управляющий при-
вод нагружается не только моментом гироскопической реак-
ции от вращения КА, но и моментом от вращения гироскопа
по перекрестной оси. И в этом смысле это устройство не об-
ладает свойством усиливать момент.
Трехстепенные управляющие гироскопы применялись
для ориентации американской орбитальной станции Skylab,
выведенной на орбиту в 1973 г., и используются в составе
Международной космической станции, начавшей работать на
орбите в 1998 г.
Управляющий силовой гироскоп МКС
432
ГЛАВА 19
Т.И.Ъомгс, Ю.£.К^ло£
ФГУП МОКБ «Марс»
Разработка систем управления крылатой ракеты
«Буря», лунных кораблей, космических аппаратов
«Целина-Д» и «Целина-2»
Астронавигационная система управления
крылатой ракеты «Буря»
26 марта 1954 г. вышло Постановление Правительства СССР
№ 527-2232 «О разработке в Минавиапроме (в ОКБ-301 главного
конструктора САЛавочкина и в ОКБ-23 главного конструктора
В.М.Мясищева) крылатых ракет стратегического назначения
«Буря» и «Буран», оснащенных системами автоматической
астронавигации». Научно-техническое руководство в целом по-
ручалось академику АН СССР М.В.Келдышу. Через некоторое
время для реализации создания астронавигационной системы
и комплекса управления ракетой по инициативе М.В.Келдыша
завод № 914 преобразуется распоряжением Совета Министров
СССР № 4652 от 9 июня 1955 г. в филиал НИИ-1. С этого време-
ни принято отсчитывать историю работы МОКБ «Марс».
МОКБ «Марс»
Р.Г.Чачикян
И.МЛисович
Главным конструктором,
ответственным руководителем
филиала НИИ-1 был назначен
Р.Г.Чачикян, главным кон-
структором по системе астро-
навигации - И.М.Лисович;
главным конструктором по
системе управления крылатой
ракеты - Г.Н.Толстоусов. Были
определены характеристики
изделия и сроки опытно-кон-
структорской разработки:
433
ФГУП МОКБ «Марс»
-	предельная погрешность выведения ракеты на цель -
не более 10 км при дальности полета 8000 км и времени
полета 3 ч;
-	старт вертикальный - в течение 120 с в ночное время
(в дальнейшем - работоспособность в любое время суток)
и передача документации в серийное производство в конце
1957 г.
Крылатая ракета «Буря» была сложным динамическим
объектом. При создании системы управления было необходи-
мо обеспечивать как заданные требования по устойчивости и
управляемости, так и выполнять программное управление «Бу-
рей» на всей траектории полета. Особенностями «Бури» как объ-
екта управления являлись:
-	двухступенчатая схема ракеты (первая - с двумя жид-
костными реактивными двигателями; вторая, маршевая, - со
сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двига-
телем, разработанным по идее М.В.Келдыша);
-	существенное изменение аэродинамических характери-
стик до достижения скорости ~3,5 М 1;
-	нежесткость конструкции ракеты;
-	высокие требования по точностным характеристикам на
маршевом и конечном участках полета.
Старт крылатой ракеты «Буря» с пусковой установки - вер-
тикальный. Старт и выведение до числа Маха, необходимого
для включения СПВРД, осуществлялись двумя ЖРД С2.1150.
Управление ракетой на участке старта и выведения произ-
водилось с помощью отклонения газовых рулей. На 50-60-й
секунде полета газовые рули сбрасывались и происходил
переход управления на аэродинамические рули: двумя ста-
билизаторами, установленными на ЖРД, и горизонтальным
оперением. При достижении числа Маха ~3 происходило от-
деление от второй ступени, запуск СПВРД и переход на управ-
ление аэродинамическими поверхностями, конструктивно
расположенными на фюзеляже в форме «креста». Дальней-
ший полет происходил на высоте 18-20 км при М = 3,2-3,5.
При достижении конечной точки маршрута в систему управ-
нерциальной системы (разработчик - НИИ-49 (Судпром), г. Ле-
нинград). В этих системах осуществлялось слежение за двумя
звездами в ночное и дневное время, построение невозмущен-
ной вертикали, направленной к центру Земли. Определялось
угловое положение звезд относительно вертикали, а затем и
текущее положение «Бури» в географической системе коор-
динат относительно пройденного пути в плоскости стрельбы.
Счетно-решающий навигационный прибор, входящий
в систему управления, использовал сигналы от пройденного
пути крылатой ракеты и имел точные значения координат (на
заданной циклограмме полета) в точках коррекции маршрута
и расчетные поправки к ним (ветер, кориолисово ускорение).
Формировалась разность между текущими и заданными зна-
чениями координат и интеграл от этой разности. Полученные
сигналы подавались на вход автопилота для коррекции траек-
тории в боковой плоскости. Управление в вертикальной пло-
скости осуществлялось стабилизацией заданного угла танга-
жа. В течение полета СРНП сравнивал пройденный и заданный
пути и при достижении конечной точки маршрута выдавал
команду на «пикирование».
В 1955 г. был выпущен эскизный проект, а в 1957 г. лет-
ный образец астронавигационной системы был поставлен
на штатное изделие. Летные испытания начались 1 августа
1957 г. в ГЦП Капустин Яр. Было проведено 19 пусков, из них
2 (23 июня и 16 декабря 1960 г.) - на полную дальность.
В связи с успешным окончанием испытаний межконти-
нентальной баллистической ракеты Р-7 С.П.Королева в дека-
бре 1960 г. правительство принимает постановление о закры-
тии работ по теме «Буря». В работах участвовали:
-	в разработке, изготовлении и летных испытаниях крыла-
той ракеты «Буря» - главный инженер И.В.Вагин, начальник
КБ А.С.Роганов, заместители главного конструктора А.В.Ежов
и Ф.П.Барбаумов;
-	по аппаратуре системы управления (руководитель -
Г.Н.Толстоусов) - Д.В.Боевкин, ИАБубнов, ДГерман,
Г.Герман, Ю.Н.Горский, А.Данилюк, П.А.Демьяненко,
ления подавалась команда на «пикирование».
Управление крылатой ракетой «Буря» осу-
ществлялось автопилотом с «жесткой» обратной
связью, который был разработан в подразделении
Г.Н.Толстоусова. Рулевым приводом служил соз-
данный в подразделении электропривод с фрик-
ционными муфтами. Модификации этого приво-
да используются в настоящее время в системах
управления МОКБ «Марс» для беспилотных ле-
тательных аппаратов разработки МКБ «Радуга»
им. А.Я.Березняка (г. Дубна Московской обл.).
Динамическая устойчивость в полете крылатой
ракеты «Буря» обеспечивалась датчиками угловой
скорости и датчиками линейных ускорений.
Колоссальную работу по созданию астрона-
вигационной системы проделал коллектив под
руководством И.М.Лисовича. Был создан «глав-
ный прибор», состоящий из астронавигационной
системы (разработчик - И.МЛисович) и гирои-
Слева направо, стоят: Г.Ф.Петров, В.Б. Чижик, Л.Г.Поляков, Л.С.Рохлин,
Г.И.Васильев-Люлин; сидят: В.П.Белоусова, С.НЛчелин, НАТрошина.
1960 г.
1 М - число Маха.
434
Глава 19
А.А.Балагуров
И.В.Вагин
ПАДемьяненко
Г.Н.Казанская
НАПарусников
А.С.Роганов
ВАДиков, М.У.Зеликин, Б.В.Кареев, Л.И.Карпов, И.Корольков,
В.В.Крекорнев, В.Лежнев, Ю.В.Мартынов, В.П.Масленников,
Ю.Мельников, ЛАМорякова, Е.М.Никаноров, Б.А.Никонов,
ВАПискун, А.И.Поддубный, М.Решилова, Т.Русецкая,
ПАСафонов, ВАЯковлев;
- по астронавигационной системе (руководитель -
И.МЛисович) - В.Д.Андреев, А.Б.Антоненко, В.Я.Аста-хов,
А.К.Ахметжанов, А.А.Балагуров, В.П.Барашков, А.С.Белянков,
В.П.Белоусова, Н.П.Буканов, Г.И.Васильев-Люлин,
ВАВенгеров, И.И.Геде, П.С.Говердовский, Ю.С.Горелов,
ИАГоренштейн, Н.Р.Граевский, Л.Г.Грузинов, ВАГуревич,
ЕАДевянин, А.П.Демьяновский, В.В.Долгополов, Л.И.Ершова,
Г.Н.Казанская, Е.Н.Карташова, В.М.Коган, А.И.Компанеец,
ЕЛ.Кузнецова, Г.ИЛесив, В.М.Матвеев, Н.И.Николаев,
Н.В.Новиков, И.В.Новожилов, НАПарусников, Г.Ф. Пе-
тров, Л.Я.Первова, Л.Г.Поляков, С.Н.Пчелин, Р.Ф.Рожкова,
Л.С.Рохлин, А.Б.Сандомирский, Б.А.Смирнов, П.В.Тарасов,
В.Д.Татаринов, С.С.Титов, Н.А.Трошина, Р.И.Туева, П.Е.Усов,
В.Н.Фролова,	Н.Д.Христофоров, Н.В.Христофорова,
ГАЧернецкий, В.Б.Чижик, ВАШарова, С.И.Шлеппи,
Н.Д.Ячменева.
Специальным постановлением Правительство СССР оце-
нило данную работу как крупное научно-техническое дости-
жение. В СССР были созданы высококвалифицированные
кадры научных работников, инженеров и рабочих в различ-
ных областях знаний: оптике, вакуумной технике, гироскопии,
технике и теории эксперимента и математического моделиро-
вания динамических процессов полета.
Астронавигационная система управления для
лунных кораблей
23 марта 1962 г. вышло постановление ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР, поручавшее ОКБ-1 С.П.Королева соз-
дать объект «Е6» и разработать серию автоматических меж-
планетных станций для исследования физических свойств
Луны.
«Лунная» программа обрела форму крупного государ-
ственного заказа. Решением комиссии Президиума Вер-
ховного Совета СССР по военно-промышленным вопро-
сам № 91 от 4 мая 1965 г. работы по созданию астросистем
управления ориентацией лунных кораблей типа «Е6», а за-
тем и «Е8» были поручены отделению № 1 НИИ-923 Ми-
нистерства авиационной промышленности (в настоящее
время ФГУП «МОКБ «Марс»), где начальником - главным
конструктором филиала стал Валентин Леонидович Мора-
435
ФГУП МОКБ «Марс»
Астроблок «Юпитер-М»
Астроблок А-31
чевский. Предприятие, созданное в 1955 г., уже имело опыт
создания астронавигационной системы управления для
крылатой ракеты «Буря».
Ранние модификации аппаратов серии «Е6» начинали
разрабатываться в ОКБ-1 С.П.Королева, а затем на разной
стадии готовности были переданы в 1965 г. в КБ Машино-
строительного завода им. С.А.Лавочкина. Станции типа «Е8»
были разработаны непосредственно в КБ им. С.А.Лавочкина
под руководством Г.Н.Бабакина, но сохранили старое «коро-
левское» обозначение.
В1966-1976 гг. были разработаны и созданы астросистемы
управления ориентацией лунных кораблей «Е6» и «Е8» («ЮМ»
и А-31) для обеспечения лунными кораблями выполнения це-
левых задач при облете Луны, посадки на лунную поверхность,
доставки «Лунохода», забора грунта и возвращения на Землю.
Большую роль при разработке и эксплуатации астроси-
стем сыграло сотрудничество со смежными организация-
ми - ИПМ АН СССР, ОКБ-1, НИИП, НИИ АП (все МОМ), НПО
им. С.А.Лавочкина, ЦНИИмаш, НИИЯФ МГУ, ХГУ МВО и др.
Доставку автоматической лунной станции на Луну было
решено осуществить в район утреннего терминатора прямым
перелетом объекта типа «Е6» с коррекцией траектории пере-
лета в плоскости, перпендикулярной направлению на Луну. Эта
коррекция предполагалась приблизительно на полпути к Луне.
Для решения этой задачи необходимо было обеспечить управ-
ление ориентацией лунной ракеты при коррекции ее траекто-
рии на Земле по результатам измерений положения объекта
в пространстве. Схема посадки на Луну была выбрана исходя
из того, что если на высоте 8,5 тыс. км от Луны тормозной
двигатель направить на центр Луны, а затем удерживать это
направление неизменным, то у поверхности Луны тормозной
импульс будет, как нужно, направлен по местной вертикали.
Для обеспечения равномерного нагрева (охлаждения) объекта
требовалась ориентация одной его оси на Солнце и закрутка
объекта вокруг другой оси, перпендикулярной первой.
Астросистема для объекта типа «Е6» должна была выпол-
нять следующие задачи:
1.	Провести закрутку объекта: загасить начальные угло-
вые скорости; ориентировать ось тангажа объекта на Солнце;
обеспечить закрутку объекта вокруг оси крена (ось наиболь-
шего момента инерции).
2.	Провести прицеливание двига-
теля для коррекции траектории: за-
гасить начальные угловые скорости;
ориентировать объект так, чтобы ось
двигателя лежала в плоскости, пер-
пендикулярной направлению на Луну,
и было известно положение двигате-
ля в этой плоскости; сохраняя пре-
дыдущую ориентацию, развернуть
ось двигателя в плоскости, перпен-
дикулярной направлению на Луну, на
угол, величина которого определяет-
ся уставкой с Земли.
3.	Провести прицеливание дви-
гателя для торможения перед по-
садкой: загасить начальные угловые
скорости; ориентировать объект
так, чтобы на высоте 8,5 тыс. км от центра Луны ось дви-
гателя была направлена на центр Луны; зафиксировать
расстояние 8,5 тыс. км от центра Луны; до расстояния от
Луны ~ 2 тыс. км сохранить в инерциальном пространстве
такую ориентацию объекта, которую он имел на момент до-
стижения высоты 8,5 тыс. км от центра Луны.
Общая постановка задачи доставки автоматической лун-
ной станции на поверхность Луны предусматривала большие
технические ограничения, например запуск объекта только
в определенный день месяца. Соответственно, астрономи-
ческая обстановка, в которую помещалась и астросистема,
характеризовалась сравнительно незначительными изме-
нениями параметров. При создании астросистем для моди-
фицированных объектов были сформулированы дополни-
тельные требования по широкой вариации астропараметров.
Перед астросистемой ставились также задачи, чрезвычайно
сложные для решения их с помощью астросистемы, связан-
ные с требованием различной ориентации оси двигателя по
отношению к Луне. Это, а также требование разворота дви-
гателя для коррекции, серьезно усложнило задачу создания
астросистем для первой серии объектов.
При решении задачи доставки на Луну АЛС и создании ис-
кусственных спутников Луны в различных вариантах был на-
коплен большой опыт управления объектом астросистемой.
Появилась возможность перейти к созданию астросистем для
второй серии объектов типа «Е8». Объекты типа «Е8» отлича-
лись от объектов типа «Е6» прежде всего весом аппаратуры,
доставляемой ими на поверхность Луны или в окололунное
пространство. Кроме того, расширялась тактика использова-
ния объектов, ужесточались требования по точности и вре-
мени посадки в заранее выбранный район Луны. Указанные
обстоятельства привели к необходимости вывода объектов
типа «Е8» сначала на окололунную орбиту, коррекции орбиты
для получения нужных параметров, и только после этого при
активном управлении осуществлялась посадка спускаемой
платформы. Требования, предъявлявшиеся к астросистемам
для второй серии объектов, определялись как указанными
обстоятельствами, так и совершенствованием смежных си-
стем и методов управления объектом. Основное требование,
которое ставилось перед астросистемой, - обеспечить исход-
ную, базовую ориентацию объекта. Эта ориентация должна
436
Глава 19
Табл. 1
Хронология успешных пусков лунных кораблей с аппаратурой «Юпитер-М» и А-31 (1966-1976 гг.)
Номер к-та астросистем	Тип и номер объекта	Дата пуска	Условное наименование объекта	Выполнение основной задачи
«ЮМ» 21	Е6М № 202	31.01.1966	«Луна-9»	Первая мягкая посадка АЛС
«ЮМ» 00034	Е6С № 206	31.03.1966	«Луна-10»	Первый спутник Луны
«ЮМ» 00040	Е6ЛФ №101	24.08.1966	«Луна-11»	Второй спутник Луны
«ЮМ» 00041	Е6ЛФ № 102	22.10.1966	«Луна-12»	Третий спутник Луны
«ЮМ» 00036	Е6М № 205	21.12.1966	«Луна-13»	Вторая мягкая посадка АЛС
«ЮМ» 00048	Е6ЛС №113	07.04.1968	«Луна 14»	Четвертый спутник Луны
«А-31» 00016	Е8-5 №406	12.09.1970	«Луна-16»	Доставлен грунт Луны из равнинной области
«А-31» 00017	Е8 № 203	10.11.1970	«Луна-17»	Луноход № 1
«А-31» 00022	Е8ЛС № 202	28.09.1971	«Луна-19»	Спутник экваториальный
«А-31» 00025	Е8-5 №408	14.02.1972	«Луна-20»	Доставлен грунт Луны из горной области
«А-31» 00023	Е8 №204	08.01.1973	«Луна-21»	Луноход № 2
«А-31» 00024	Е8ЛС № 220	29.05.1974	«Луна-22»	Спутник Луны, наклон 45 град.
«А-31» 00035	Е8-5М №413	09.08.1976	«Луна-24»	Доставлен грунт Луны с 2-метровой глубины
была осуществляться многократно не только на траектории
перелета, но и на орбите ИСЛ в условиях, когда астрономиче-
ская обстановка менялась в широких пределах.
В некоторых астрономических ситуациях предполагал-
ся режим подправки ориентации объекта, заключающийся
в том, что надо было выбрать ошибки системы управления
(до 1,5 град.) после длительного удержания объекта в про-
странстве по сигналам гироскопического датчика.
Кроме того, на орбите ИСЛ сильно усложнялись условия
работы астросистемы из-за близости освещенной Луны, т. к.
появилась, с одной стороны, опасность неоднозначной ори-
ентации по астроориентирам, с другой - опасность испортить
датчики светом от яркой Луны. Установка на объекте типа
«Е8» солнечных батарей, необходимых для заряда химиче-
ских источников электропитания, привела к требованию по-
стоянной ориентации на Солнце оси объекта, совпадающей
с осью СБ.
Таким образом, перед астросистемой для объекта типа
«Е8» ставились следующие задачи:
1.	Провести закрутку объекта, т. е. загасить начальные
угловые скорости, ориентировать ось крена на Солнце, обе-
спечить закрутку объекта вокруг этой оси.
2.	Построить опорную плоскость, т. е. загасить начальные
угловые скорости, ориентировать объект в инерциальном
пространстве.
3.	Подправить ориентацию, т. е. ориентировать объект,
выбрав ошибки удержания объекта системой управления.
Следует отметить, что в этом варианте астросистема
должна была решать только традиционные задачи ориента-
ции объекта. В дальнейшем уточнялись только условия вы-
полнения указанных выше операций.
Лунные корабли серии «Е8» и астросистемы управления
ориентацией типа «А-31» для этих кораблей олицетворяют
собой новый этап исследования Луны и окололунного про-
437
ФГУП МОКБ «Марс»
ВЛ.Морачевский
В. А.Яковлев
ЮЛЛеньков
В,Д. Татаринов
Н.В.Розанов
А.И.Ракитин
ВАСолдатов
В. Н.Афанасьев
В.В.Безруков	С.И.Бусаров
Ю.Е.Козлов
ОАБухно
плекса и большой точностью
выхода в точку окололунного
пространства или на поверх-
ность Луны за счет многократ-
ных коррекций как перелетной,
так и лунно-спутниковой траек-
торий, а также путем посадки
на Луну с траектории лунного
спутника.
Астросистема управления
ориентацией типа «А-31» ха-
С.И.Шлеппи рактеризовалась, по сравне-
нию с предыдущими разработ-
ками, значительно большими функционально-техническими
возможностями, существенно повышенной точностью, опти-
мизацией научно-технических подходов к разработке схемы,
созданию конструкции, технологии изготовления и режимов
М.МЛлотников	МДЛоляков
странства, базирующийся на принципиально новой научно-
технической основе построения кораблей и их астросистем.
Этот этап характеризуется в первую очередь особо повышен-
ным объемом функциональных возможностей ракетного ком-
438
Глава 19
работы. Особо следует отметить наличие в астросистеме
«А-31» возможности селекции «Земля - Луна» с помощью
особого комплекса астроселектора. Разработка астросисте-
мы «А-31» вывела на более высокий научно-технический
уровень построение автоматических астросредств космиче-
ских кораблей дальнего космоса.
Главный конструктор астросистем управления ориента-
цией лунных кораблей и руководитель работ по их созда-
нию - Валентин Леонидович Морачевский. Комплексные раз-
работчики астросистем в целом - зам. главного конструктора
Владимир Александрович Яковлев, начальник комплексного
отдела Юрий Павлович Пеньков, заместитель начальника ком-
плексного отдела ведущий конструктор Валентин Дмитриевич
Татаринов, начальники лабораторий - Николай Васильевич Ро-
занов и Александр Иванович Ракитин, ведущие специалисты
Роза Ивановна Туева и Виталий Александрович Солдатов, на-
чальник отдела Алексей Стефанович Роганов.
Теоретики, разработчики, конструкторы, техноло-
ги, производственники - О.В.Алексеев, Н.П.Альтовская,
Л.И.Амченков, В.Н.Афанасьев, М.А.Асметков, Л.А.Афонина,
А.А.Балагуров, Т.А.Бахарева, В.В.Безруков, В.П.Белоусова,
В.Братчикова, Н.А.Буйлов, С.И.Бусаров, О.А.Бухно,
В.Н.Васильев, ЛАВолков, Л.Н.Гордеева, Ю.С.Горелов,
Н.Р.Граевский, Б. Н. Дубинин, М. В. Дьяконова, В. К.Ежов, А.П. Ели-
сеева, В.Е.Ершов, Н.П.Жигалин, Н.В.Захаров, Р.В.Ка-
бак, В.М.Коган, Ю.Е.Козлов, Н.П.Кольцов, А.Ф.Криво-
шеев, Ю.В.Котов, Л.Я.Кронин, А.П.Курицына, Ликоренко,
С.К.Макаревич, М.М.Мальцева, Е.Г.Маркова, Г.И.Монастыршин,
Б.Н.Моргачев, В.П.Му-рашкевич, ДАНикитин, И.В.Никитин,
Н.В.Новиков, З.В.Панкова, С.Я.Пашин, М.М.Плотников,
Л.Б.По-лукаров, М.Д.Поляков, С.Н.Пчелин, Л.Д.Ридель,
Л.С.Рохлин, Ю.С.Рыжов, Ю.Г.Сагайдачный, А.Г.Саморуков,
Б.Ф.Салтыков, А.Б.Сандомирский, А.Н.Серая, ЛАСеркин,
В.С.Степанов, Ю.С.Филиппов, О.Э.Фрейвальд, А.П.Хованский,
Н.В.Христофорова, Е.В.Цесарев, В.В.Цыбин, Н.И.Черноморец,
В.Б.Чижик, В.В.Чижик, А.М.Шаров, А.И.Шипов, С.И.Шлеппи.
Кроме того, основными участниками только начальной
стадии разработки являлись А.Ф.Береснев, Н.П.Буканов,
Е.А.Девянин, Л.Доценко, А.В.Ежов, Б.В.Забалуев, В.Г.Захаров,
И.М.Лисович, Б.С.Некрасов, С.И.Новоселов, М.Д.Нусинов,
Н.А.Парусников, НАПочтарь, В.Г.Саксонов, В.П.Федоров,
А.П.Цветков, БАЧаянов, В.В.Шедько.
Разработки астросистем управления ориентацией
типа «ЮМ» и «А-31» для лунных кораблей удостоены Ле-
нинской премии (присуждена главному конструктору
В.Л.Морачевскому) и Государственной премии (присуждена
механику сборочного цеха А.А.Балагурову). Вклад коллек-
тива в решение основных задач, стоявших перед всеми соз-
дателями космических объектов серии «Луна», был отмечен
правительственными наградами:
-	орденом Ленина награждены главный конструктор Ва-
лентин Леонидович Морачевский, механик-сборщик Виктор
Васильевич Безруков;
-	орденом Трудового Красного Знамени - начальник от-
дела Юрий Павлович Пеньков, фрезеровщик мех. цеха Игорь
Васильевич Никитин;
-	орденом «Знак Почета» - ведущий конструктор Вален-
тин Дмитриевич Татаринов, начальник сборочного цеха Сергей
Иванович Бусаров, главный контролер Михаил Дмитриевич
Поляков, начальник КБ Алексей Стефанович Роганов, зам.
главного конструктора Владимир Александрович Яковлев;
-	медалью «За трудовую доблесть» - монтажник сбороч-
ного цеха Михаил Андреевич Асметков, главный технолог
Анатолий Федорович Кривошеев, начальник отдела Анато-
лий Борисович Сандомирский, ведущий конструктор Роза
Ивановна Туева, начальник производства Самуил Иосифович
Шлеппи;
-	медалью «За трудовое отличие» - начальник отдела
Олег Александрович Бухно, ведущий конструктор Николай
Васильевич Захаров, начальник сектора Юрий Евгеньевич
Козлов, начальник сектора Николай Васильевич Розанов,
начальник отдела Лев Александрович Серкин.
Три раза астросистема в составе объектов выставля-
лась на ВДНХ. 20 сотрудников награждены медалями вы-
ставки, а большая группа работников предприятия стали
ее участниками. Персонально награждены: золотой ме-
далью ВДНХ - главный конструктор Валентин Леонидо-
вич Морачевский; серебряной медалью ВДНХ - старший
представитель заказчика Николай Антонович Буйлов,
главный контролер Михаил Дмитриевич Поляков, на-
чальник отдела Юрий Павлович Пеньков, ведущий кон-
структор Валентин Дмитриевич Татаринов; бронзовой
медалью ВДНХ награждены 15 человек. Международная
авиационная федерация вынесла решение о награждении
предприятия Почетным дипломом Федерации. Федера-
ция авиационного спорта СССР - член ФАИ - наградила
дипломом им. Ю.А.Гагарина, кроме того, персонально
награждены медалью С.П.Королева 7 человек, дипломом
им. Ю.А.Гагарина - 6 человек.
Разработка астросистем индикации
положений космических аппаратов
«Целина-Д» и «Целина-2»
Система радиотехнической разведки «Целина-Д» соз-
давалась для обнаружения излучения радиотехнических
средств и определения их координат. Основными объекта-
ми наблюдения были зарубежные РЛС систем ПВО и СПРН.
Определялось не только их местоположение, но и дальность
действия, чувствительный охват объема контролируемого
пространства.
В 1964 г. МОКБ «Марс» было поручено создать астрона-
вигационную систему индикации положения КА «Целина-Д»
на орбите. Астросистеме присвоен индекс В-11. Наземный
вычислительный комплекс, получая от системы В-11 инфор-
мацию о координатах звезд и имея при этом информацию
о фактическом положении КА на орбите в момент измере-
ния координат звезд, производил опознавание этих звезд и
определял ориентацию КА относительно орбитальной систе-
мы координат. Потребителем этих измерений была целевая
аппаратура ЦНИРТИ.
Ведущим по теме «В-11» был назначен В.И.Шувалов.
Работы по созданию В-11 велись под руководством
Г.И.Лесива, В.М.Когана, А.Б.Сандомирского, В.А.Белова.
Были определены смежные предприятия: Загорский
опытно-конструкторский завод по поставке оптической
439
ФГУП МОКБ «Марс»
В.И.Шувалов
В.М.Коган
А.Б.Сандомирский
<4 Ь At
Д.В.Алякринский
Б.К.Петушков
А.Г.Макеев
Г.Г.Андрианов
А.И.Волнов
Л.М.Волович
части; ОКБ МЭИ по приемной телевизионной аппаратуре
и первичной обработке сигнала. Технологический ком-
плект В-11 и контрольно-испытательная аппаратура были
поставлены в марте 1969 г. на Южный машиностроитель-
ный завод, г. Днепропетровск, где начались испытания
системы В-11 в составе комплекса. Активное участие
в работах со специалистами КБ «Южное», ЮМЗ, ЦНИРТИ
принимали сотрудники нашего предприятия Л.Б.Кабак,
Л.Н.Троховский, Б.К.Петушков.
Весной 1970 г. первый штатный комплект бортовой ап-
паратуры В-11 с комплектом КИА был направлен ЮМЗ и по-
сле отработки со смежными системами в составе собранного
объекта доставлен на полигон Байконур. В декабре 1970 г.
состоялся первый пуск КА «Целина-Д». После второго и
третьего пусков «Целины-Д» с системой В-11 было принято
решение о коррекции схемотехники, элементной базы и алго-
ритмов работы системы.
Осенью 1972 г. летный комплект В-11М был отправлен
в Днепропетровск. В короткий срок систему довели до рабо-
чего состояния, и 28 декабря 1972 г. состоялся первый пуск
«Целины-Д» с системой В-11М. Телеметрия показала, что
основные характеристики вплотную приблизились к задан-
ным в ТЗ. В июне 1975 г. система была принята в штатную
эксплуатацию. До 1981 г. было изготовлено 35 комплектов
и осуществлено 27 запусков КА «Целина».
В создании системы В-11М под руководством Г.И.Лесива,
В.М.Когана, В.И.Шувалова принимали участие А.Г.Макеев,
Г.Г.Андрианов, Э.В.Голиков, Б.А.Смирнов, Б.А.Домнин,
Д.А.Алякринский, В.Д.Белов, Л.Б.Кабак, В.М.Кончагин.
В 1979 г. по решению ВПК при Совете Министров СССР
начались работы по созданию КА «Целина-2». Наше пред-
приятие приступило к проектированию астросистемы В-12
(ведущий разработчик - В.Д.Белов). При создании В-12 были
приняты оправдавшие себя схемные решения предыдущих
440
Глава 19
разработок и применение в системе БЦВМ. В отличие от теле-
визионных координаторов системы В-11М, поля оптических
устройств системы В-12 увеличились за счет полного ис-
пользования поля зрения оптического устройства. 23 ноября
1988 г. состоялся первый пуск КА «Целина-2» с модернизи-
рованной системой. Последний пуск КА «Целина-2» состоял-
ся 4 ноября 1996 г.
Разработчиками системы В-12 были Г.Г.Андрианов,
В.Д.Белов, ВЛ.Волков, А.И.Волнов, Л.М.Волович,
С.В.Вольнов, Б.А.Голован, А.И.Дроговцев, А.И.Ермилин,
В.Н.Замалуев, Л.Б.Кабак, В.М.Коган, А.И.Козидаев,
Ю.Е.Козлов, В.Н.Кончагин, Г.Н.Левицкая, Г.И.Лесив,
А.Г.Макеев, А.Б.Сандомирский, А.А.Чесмочаков, В.Б.Чижик.
Задача контроля средств ПВО и СПРН возможного про-
тивника продолжалась в течение 2000-2004 гг. 3 апреля
2004 г. был произведен пуск КА «Целина-2» с последней из
ранее выпущенных систем В-12М № 16.
Для поддержания российских средств контроля средств
ПВО и СПРН в 2005 г. МОКБ «Марс» получило техническое
задание на разработку новой системы индикации В-22 (веду-
щий - А.И.Волнов). Разработка аппаратуры В-22 шла на осно-
ве современной элементной базы, диссектор был заменен на
фоточувствительную матрицу ФППЗ «Каскад», заново раз-
работаны практически все бортовые блоки и НКПА, которая
теперь автоматически проверяла систему.
Отработка системы В-22 на ЮМЗ заняла гораздо больше
времени, чем при предыдущих пусках, т. к. практически вся
целевая аппаратура была переработана. В конце 2006 г. от-
ладка и сдача системы В-22 завершились, и космический ап-
парат отправился на полигон Байконур. На полигоне от МОКБ
«Марс» отработку В-22 проводили А.И.Волнов, А.М.Козидаев,
Л.Б.Спиридович. В создании системы В-22 принимали уча-
стие В.М.Глебов, И.Ю.Калугина, А.П.Комаров, В.И.Комин,
А.И.Козидаев, В.Н.Кособоков, В.П.Кучеров, В.В.Смирнов,
Л.Б.Спиридович, Л.Д.Сенюкова, Л.Н.Тагинцев, В.Б.Шелогаев.
29 июня 2007 г. ракетой-носителем «Зенит» был успеш-
но выведен на целевую орбиту КА «Целина-2» с системой
В-22. На этом славная история создания и эксплуатации
астронавигационных систем В-11, В-11М, В-12, В-22 в со-
ставе КА «Целина-Д», «Целина-2» закончилась.
441
ГЛАВА 20
А.С^Чс^отарехг, П/Ж.Крисс
Работы ОКБ МЭИ для обеспечения запусков и
полетов ракетно-космической техники
Участие и роль ОКБ МЭИ в обеспечении
запусков и полетов первых ИСЗ
Как известно, первые ИСЗ запускались на орбиту раке-
тами Р-7. В частности, первый ИСЗ был запущен пятой по
порядку ракетой Р-7. Этой ракете было присвоено условное
наименование «Спутник» (ВК571ПС). Так же, как и на пре-
дыдущих пусках ракет Р-7, траекторные и телеметрические
измерения обеспечивались системами разработки ОКБ МЭИ
(в то время еще Сектором специальных работ МЭИ).
Радиотелеметрическая система «Трал» была разработана
в Секторе спецработ МЭИ с 1950 по 1955 г. по техническо-
му заданию ОКБ-1. На базе разработанной в 1944-1952 гг.
телеметрической системы «Индикатор-Т» к моменту ее вво-
да в строй это была лучшая не только в СССР, но и в мире
радиотелеметрическая система. В ней были использованы
время-импульсная модуляция и временное разделение кана-
лов, инерционная синхронизация. Система имела следующие
основные характеристики:
-	число каналов - 48 (из них 12 каналов с частотой опроса
500 Гц, 36 - с частотой опроса 126 Гц);
-	погрешность -1 %;
-	регистрация на стандартной кинопленке 35 мм;
-	дальность действия - до 1000 км.
Приемные станции «Трал» были размещены на старте и
на всех измерительных пунктах комплекса, обеспечивавшего
запуски ракет Р7. Система успешно обеспечила телеметриче-
ские измерения на первых четырех пусках ракет Р7. Бортовая
аппаратура системы «Трал» изготавливалась серийно Львов-
ским радиотехническим заводом. Наземные станции серийно
изготавливались кооперацией: главный пульт - Московским
радиотехническим заводом № 522, фоторегистраторы - за-
ОКБ МЭИ
водом «Светлана» в Ленинграде, сборка и выпуск станций -
заводом № 567 в Москве.
Руководство разработкой до 1954 г. осуществлял
В.А.Котельников, с 1954 г. - А.Ф.Богомолов. Основные разра-
ботчики: по наземной аппаратуре - С.М.Попов, Л.А.Куракин,
Б.М.Мальков, по бортовой аппаратуре - М.З.Новиков,
А.Г.Николаев, П.Ж.Крисс.
Траекторные измерения ракеты Р7 обеспечивались раз-
работанными ОКБ МЭИ системами «Бинокль» - «Факел-С»
и «Иртыш» - «Факел-М». Бортовая аппаратура этих систем
размещалась в головной части ракеты, наземные станции
входили в состав измерительных пунктов командно-измери-
тельного комплекса.
В системе «Бинокль» - «Факел» траектория ракеты из-
мерялась по способу «трех дальностей» по ответному сигна-
лу ответчика «Факел-С» на борту ракеты. Станции системы
«Бинокль» и «Бинокль-Д» обеспечивали измерение наклон-
ной дальности с погрешностью 50 м и угловые координаты
с точностью около 2 угловых минут на дальности до 3000 км.
Система «Иртыш» представляла собой фазовый пеленгатор,
обеспечивавший измерение направляющих косинусов век-
442
Глава 20
Приемник бортового
ретранслятора «Факел-С»
Приемник бортового
ретранслятора «Факел-С»
со снятым кожухом
тора положения цели с погрешностью (2-3)- 106. Пеленга-
ция производилась по сигналу бортового маяка «Факел-М».
Фазовый пеленгатор «Иртыш» работал на дальностях до
3000 км во всем верхнем полупространстве без целеуказа-
ния и слежения за сигналом. Этими траекторными системами
были обеспечены траекторные измерения первых ракет Р7.
Система «Бинокль-Факел-С» была разработана
в ОКБ МЭИ под руководством А.Ф.Богомолова с исполь-
зованием опыта ранее разработанных и переданных на во-
оружение Советской Армии систем радиоконтроля точности
стрельбы ракет Р2 и Р5 - системы РКТ.
Бортовые ответчики ретрансляторы изготавливались се-
рийным заводом № 567 в г. Москве. Станции «Бинокль» и
«Бинокль-Д» изготавливались серийно Кунцевским механи-
ческим заводом. Основные разработчики:
-	по станции «Бинокль» и «Бинокль-Д» - А.Г.Головкин,
Н.В.Же-рихин, З.М.Флексер, ААПоляков, С.К.Шейнман,
В.И.Воробьев, В.С.Зай-цев, ГАСоколов;
-	по бортовой аппаратуре - П.Ж.Крисс, В.И.Крысанов,
С.П.Тузов, М.М.Смирнов, Ю.П.Филатов.
Фазовый пеленгатор «Иртыш» был оригинальной раз-
работкой, не имевшей аналогов ни в СССР, ни за рубежом.
Инициатор и руководитель разработки - Л.И.Кузнецов. Из-
готовлялись станции «Иртыш» Кунцевским механическим
заводом, а маяки «Факел-М» - заводом № 567 в г. Москве.
Основные разработчики:
-	по станции «Иртыш» - В.И.Галкин, К.К.Лубны-Герцык,
С.ПЛеоненко, И.Ф.Шмельков, О.И.Земблинов, Д.И.О.Атаев,
Б.В.Барабанов, ЮАДубровин;
-	по бортовому маяку «Факел-М»
В.Д.Карамоско.
С точки зрения систем телеметрии и
траекторных измерений запуск первого
ИСЗ был просто первым пуском ракеты Р7.
Были успешно обеспечены телеизмерения
носителя, контроль его траектории при
выведении спутника и прогноз его дви-
жения с определением параметров орби-
ты по измерениям траектории последней
- П.Ж.Крисс,
ступени, сопровождавшей спутник. Спец-
ифической задачей была успешно приве-
денная с высокой точностью временная
привязка макета выключения двигателя
центрального блока Р7.
Передатчик ретранслятора «Рубин»
(«Рубин-Д»)
При запуске второго спутника с собакой
Лайка все, что касается траекторных измерений,
было аналогично пуску первого ИСЗ. В части
телеметрии появилась и была успешно решена
новая задача - обеспечение телеметрических
измерений жизненных параметров подопытного
животного и условий окружающей среды в тече-
ние длительного времени.
Для этой цели в экстренном порядке, менее
чем за месяц, в ОКБ МЭИ (в Секторе спецработ
МЭИ) был создан специальный вариант бортово-
го устройства системы «Трал». Эта работа была
выполнена без разработки документации брига-
дой специалистов Сектора своими руками; в со-
став бригады входили С.М.Попов, М.З.Новиков, В.С.Денисов,
В.Г.Артемьев, В.С.Баринов, И.Н.Сидоров, В.П.Бычков,
П.Ж.Крисс, В.И.Глухов. Системой «Трал» с этим специальным
бортовым устройством была обеспечена радиотелеметрия вто-
рого спутника вплоть до гибели собаки на 8-й день полета и
израсходования ресурса бортовых батарей на 11-й день.
Обеспечение траекторных и телеметрических измерений
на третьем спутнике - т. н. научном, или «Объекте Д», - было
результатом большой работы, проведенной ОКБ МЭИ (Сек-
тором спецработ МЭИ), начатой задолго до запуска первого
спутника, в 1956 г.
Для установки на «Объект Д» была разработана специаль-
ная модификация бортовой аппаратуры системы «Трал». Этот
вариант обеспечивал непосредственную передачу данных по
Внутренний вид кабины
радиолокационной станции «Бинокль-Д»
Передатчик-маяк «Факел-М» для
станции фазового
пеленгатора «Иртыш»
443
АО «ОКБ МЭИ»
24 каналам с частотой опроса 500 Гц в течение 12 мин в каж-
дом сеансе. К ряду каналов были подключены разработанные
телеметристами ОКБ-1 «медленные» коммутаторы, позволяв-
шие с меньшей частотой опроса передавать информацию о со-
стоянии параметров «Объекта Д» и той научной аппаратуры,
которая не нуждалась в высокой скорости опроса. В состав
системы входило также бортовое запоминающее устройство,
которое запоминало информацию на орбите в течение 110 мин
по 14 каналам с опросом от 2 до 8 измерений в секунду, с об-
щим объемом запомненной информации около 2 Мбит и вос-
произведением в сеансе связи в течение 3 мин по 24 каналам.
В результате отбора, произведенного Комиссией Прези-
диума АН СССР, на «Объекте Д» была установлена и состы-
кована с телеметрией аппаратура по исследованию внешнего
антенного радиационного поля Земли, исследованию косми-
ческих лучей, в т. ч. потоков тяжелых ядер и потоков больших
и малых энергий, исследованию магнитного поля Земли и его
аномалий, исследованию плотности атмосферы, исследова-
нию метеоритных потоков.
Свою аппаратуру на «Объект Д» установили как знаме-
нитые ученые Л.И.Седов, С.Н.Вернов, Ш.Ш.Долгинов, так и
их менее известные коллеги Ю.А.Чудаков, Л.И.Курносова,
К.И.Грингауз, Т.Н.Николаева и др. Телеметристы ОКБ МЭИ
М.Е.Новиков и А.Г.Николаев провели огромную работу с эти-
ми учеными по электрической стыковке научной аппаратуры
с системой «Трал», по оптимальному выбору темпа измере-
ний, по разработке согласующих и переходных устройств.
Разработка специального варианта системы «Трал» для
«Объекта Д» была выполнена в кратчайшие сроки - менее чем
за год. Эта работа в ОКБ МЭИ выполнялась под руководством
С.М.Попова и М.Е.Новикова большой группой разработчи-
ков, в их числе - А.Г.Николаев, В.С.Баринов, М.К.Викулов,
А.А.Гиппиус, В.И.Чихачева, П.И.Кожин, В.И.Глухов,
Б.А.Летунов, А.А.Введенский, а также группой конструкто-
ров: Г.Н.Важенцевым, И.Л.Клейнзингером, Н.А.Правиковым,
С.А.Монаховым.
На «Объекте Д» впервые было установлено автоматиче-
ское программно-временное устройство на транзисторах, осу-
ществлявшее включение научной аппаратуры и других систем
на сеансах связи и управлявшее режимами этой аппаратуры
по нескольким программам. Это уникальное по тому време-
ни устройство было разработано в ОКБ-1 под руководством
И.Б.Сосновкина.
Принципиально новая задача была поставлена перед сред-
ствами траекторных измерений, в качестве которых были ис-
пользованы хорошо зарекомендовавшие себя при отработке
ракеты Р7 разработки ОКБ МЭИ: радиолокационная система
«Бинокль» - «Факел-С» и фазово-пеленгационная система
«Иртыш» - «Факел-Д». Наземными средствами этих систем
был оборудован командно-измерительный комплекс на трассе
полета ракеты Р7. Однако на этот раз перед средствами тра-
екторных измерений встала новая задача - не только измере-
ние траектории и параметров орбиты ИСЗ, но и точная про-
странственная привязка результатов научных измерений. Для
решения этой задачи нужно было повысить требования к точ-
ности измерений параметров движения и улучшить оператив-
ность получения данных об этих параметрах. Кроме того, для
проведения измерений на всех витках, в т. ч. так называемых
обратных, нужно было организовать и оборудовать ряд новых
измерительных пунктов на европейской части СССР. Бортовую
аппаратуру также следовало доработать для обеспечения дли-
тельной работы (до года) в космосе.
Все эти задачи были успешно решены ОКБ МЭИ с коопе-
рацией промышленности, с ним связанной. Новые станции
«Бинокль-Д» и «Иртыш-Д» были своевременно размещены
и введены в строй на измерительных пунктах, а доработанная
бортовая аппаратура поставлена на ИСЗ.
Для обеспечения работы командно-измерительного ком-
плекса была создана новая военная организация - в. ч. 32103,
которую возглавили генералы А.А.Витрук и П.А.Агаджанов.
Были развернуты новые измерительные пункты в районах
Москвы, Симферополя, Енисейска, озера Балхаш. В опера-
тивное подчинение в. ч. 32103 при пуске «Объекта Д» были
переданы измерительные пункты на трассе полета «семерки».
Важная задача преобразования выходных параметров
станций «Бинокль-Д» и «Иртыш-Д» в телеграфные сигналы
и их ввод в линию связи была решена только что созданным
ОКБ при Ленинградском политехническом институте по об-
разу ОКБ МЭИ во главе с Т.Н.Соколовым.
Ввод средств, разработанных в ОКБ МЭИ, на измеритель-
ных пунктах проходил при техническом руководстве специ-
алистов ОКБ МЭИ. Н.В.Жерихин, А.Г.Головкин, В.И.Воробьев,
А.А.Поляков, М.М.Борисов, З.М.Флексер, С.К.Шейнман,
В.М.Гзовский, В.С.Зайцев, К.К.Лубны-Герцык, С.П.Леоненко,
Б.В.Барабанов, И.Ф.Шмельков, Д.И.0.Атаев, Ю.А.Дубровин и
другие помогали офицерам в. ч. 32103 готовить технику в от-
ветственной работе. Одновременно с ними работали специали-
сты Кунцевского механического завода (изготовитель станций)
и ОКБ ЛПИ. Подготовку бортовой аппаратуры траекторных из-
мерений вела группа сотрудников ОКБ МЭИ по руководством
П.Ж.Крисса. В группу входили М.М.Смирнов, Ю.П.Филатов,
В.Д.Карамоско, А.Г.Евтеев.
Количество полученной с объекта уникальной научной
информации было столь велико, что с ее обработкой соот-
ветствующие институты АН СССР не могли справиться в те-
чение нескольких лет, и она стала темой сотен докладов, со-
общений и диссертаций.
Одним из важнейших результатов, полученных во время
полета научного спутника, явилось открытие внешнего радиа-
ционного пояса Земли. Был открыт т. н. внутренний экватори-
альный пояс из протонов больших энергий. Были проведены
исследования, позволившие лучше узнать природу полярных
сияний. Были проведены уникальные измерения магнитного
поля Земли, обнаружены кратковременные и быстрые измене-
ния магнитного поля. Удалось подтвердить гипотезу о наличии
т. н. токовых систем в верхних слоях атмосферы. Непосред-
ственными измерениями было установлено распределение
плотности атмосферы до высоты 500 км, а концентрации элек-
тронов в атмосфере - до высоты 1000 км. Были определены
реальные величины вероятности столкновения с метеоритами,
что позволило снять имевший место страх у конструкторов
перед метеоритной бомбардировкой. Весь комплекс измери-
тельных средств «Объекта Д» в течение всего времени полета
(около года) работал практически безупречно.
Работа ОКБ МЭИ по обеспечению запусков первых ИСЗ
была высоко оценена Правительством СССР. А.Ф.Богомолову
444
Глава 20
было присвоено звание Героя Социалистического Труда.
Большая группа сотрудников была награждена орденами и
медалями СССР. Группе специалистов ОКБ МЭИ были при-
своены ученые степени докт. и канд. техн, наук без защиты
диссертаций. Успешная работа коллектива Сектора спецра-
бот МЭИ по обеспечению запуска первых ИСЗ была одним из
оснований преобразования Сектора спецработ МЭИ в Особое
конструкторское бюро.
Работа измерительных средств ОКБ МЭИ при
пусках ИСЗ и космических аппаратов
различного назначения
Приемник ответчика «Рубин-Д»
Параллельно с запуском третьего («научного») спутника
(«Объект Д») продолжались работы по доведению ракеты
Р7 до состояния, при котором она могла быть сдана на во-
оружение Советской Армии. Трудности, возникшие при этих
работах, привели к необходимости создания новых средств
телеметрии. В связи с этим в 1958 г. в ОКБ МЭИ были раз-
работаны новая современная система телеметрии и траек-
торных измерений «Рубин» и аппаратура запоминания на
магнитном носителе «Яхонт», работавшая с бортовой аппа-
ратурой «Трал».
На базе телеметрии третьего спутника в ОКБ МЭИ была
разработана новая бортовая радиотелеметрическая система
«Трал-П». От бортовой аппаратуры «Трал» она отличалась
тем, что в ее составе был только один электровакуумный при-
бор - выходной двоичный тетрод передатчика. Все осталь-
ные активные системы были заменены транзисторными. При
этом резко улучшились энергетические и габаритно-массо-
вые характеристики системы.
Система «Рубин» в своей траекторной части - ответчи-
ка «Рубин-Д» - была использована на космических кора-
блях «Восток» и «Восход», заменила ответчики «Факел-С»
с большой экономией объема, массы и энергопотребле-
ния. На этих же кораблях была использована бортовая
телеметрическая система «Трал-П» после модернизации
«Трал-П1». Ответчики «Рубин-Д» серийно изготовлялись
Казанским заводом радиокомпонент, а бортовая аппаратура
«Трал-П1» - Львовским радиотехническим заводом. О ра-
боте этих систем на непилотируемых и пилотируемых кора-
блях «Восток» и «Восход» подробно рассказывается во 2-м
томе данной серии.
На кораблях «Восток» в ходе их отработки было также
использовано запоминающее орбитальное устройство ЗУ-О,
разработанное на базе ЗУ из состава телеметрической систе-
Бортовой ретранслятор РДМ-3
мы третьего спутника. ЗУ «Яхонт» было использовано в со-
ставе носителей космических аппаратов, летящих в сторону
Марса и Венеры.
Системы «Рубин-Д» и «Трал-П1» сразу нашли широкое
применение на ряде околоземных ИСЗ. Этими системами
были оснащены космические аппараты серии «ДС» раз-
работки КБ «Южное» в Днепропетровске, в большом числе
запускавшиеся на околоземные орбиты под наименовани-
ем «Космос». Специальный сдвоенный комплект ответчика
«Рубин-Д» был установлен на ИСЗ с удлиненным апогеем
«Электрон».
Вскоре в ОКБ МЭИ при участии инженеров Казанского за-
вода радиокомплект был разработан и освоен в серии ответ-
чик РДМ-3, открывший семейство ответчиков серии «РДМ».
Предназначенные для работы со станциями траекторных из-
мерений семейства «Кама», с 1962 г. по настоящее время они
используются для контроля траектории летательных аппа-
ратов различных классов: от тактических ракет малой даль-
ности до тяжелых носителей космических аппаратов (более
100 объектов применения). На носителях ИСЗ и космических
станциях, на самих ИСЗ и космических аппаратах стояли
ответчики РДМ-3, затем их заменили ответчики РДМ-10, а
Бортовой ретранслятор РДМ-10
Бортовой ретранслятор РДМ-12
Бортовой ретранслятор РДМ-20
445
АО «ОКБ МЭИ»
их, в свою очередь, ответчики РДМ-20. В настоящее время
готовится замена ответчика РДМ-20 на новую разработку
под наименованием 38Г6М, выполненную на современной
элементной базе. Перечисление КА и носителей, на которых
работали и работают ответчики серии РДМ, заняло бы две
страницы. Можно отметить их работу на всех дальних кос-
мических носителях, большинстве ИСЗ различного назначе-
ния, на станции «Мир» и МКС и обслуживающих их кораблях
«Союз». Специальная модификация РДМ-10 под шифром
«Поти» работала на стыковавшихся «Союзе» и «Аполлоне»
в ходе их дальнего сближения.
Потребителями ответчика РДМ-20 (38Г6) сегодня явля-
ются ведущие предприятия ракетно-космической отрасли
страны. ГКНПЦ им. М.В.Хруничева (КБ «Салют») использует
РДМ-20 на разгонных блоках «Бриз», на мощных носите-
лях «Ангара». В числе сегодняшних потребителей РДМ-20
(38Г6) - РКК «Энергия» (г. Москва), РКЦ «Прогресс» (г. Сама-
ра), НПО им. Лавочкина (г. Химки), ПО «Полет» (г. Омск), НПО
машиностроения (г. Реутов). Все эти предприятия использу-
ют ответчики РДМ на своих космических аппаратах и их носи-
телях. В настоящее время действует 25 протоколов примене-
ния РДМ-20 на космических аппаратах и их носителях.
Разработкой семейства «Рубин» до 1993 г. руководил
П.Ж.Крисс, с 1993 г. работы ведутся под руководством
В.В.Ласиса. В разное время в разработке участвовали
В.И.Крысанов, Ю.П.Филатов, М.М.Смирнов, А.С.Никитин.
В.Г.Ермашкевич, Ю.И.Гузь.
Телеметрическая система «Трал-П1» использовалась на
носителях и нескольких околоземных ИСЗ до конца 1970-х гг.,
после чего была вытеснена с этих объектов системой теле-
метрии разработки РНИИ КП в основном не техническим,
а ведомственным, административным, путем. Много лет еще
она работала на метеоракетах. Телеметрия ОКБ МЭИ начала
возвращаться на носители КА с началом серийного произ-
водства телеметрической системы «Орбита-ТМ». Разработ-
кой системы «Трал-П1» руководил Э.М.Цвелев, основные
разработчики - С.Н.Недошивин, Боборыкин, Е.И.Шильников,
Н.А.Терлецкий, Д.М.Герасимов.
На ряде околоземных ИСЗ устанавливались маяки
«Факел-МС», по которым осуществлялось измерение угло-
вых координат станциями «Иртыш», а позднее новым фа-
зовым пеленгатором «Висла». Эти малогабаритные маяки
(около 1 дм3), разработанные в ОКБ МЭИ в лаборатории
В.Д.Карамоско, ставились в тех случаях, когда была необхо-
дима очень точная привязка данных к положению спутника
на орбите, что достигалось благодаря высокой точности из-
мерения угловых координат фазовым пеленгатором. Маяки
«Факел-МС» и их модификации ФБП-2 изготовлялись се-
рийно Львовским радиозаводом. С 1959-1960 гг. осущест-
влялась также быстрая модернизация наземных станций
командно-измерительных комплексов.
Станции «Бинокль» и «Бинокль-Д» на ИП заменялись стан-
циями траекторных измерений семейства «Кама», разработка
которых была проведена совместно коллективами ОКБ МЭИ и
Кунцевского механического завода.
В это время Кунцевский механический завод начал вы-
пускать новый радиолокатор ПВО СОН-ЗО. В ОКБ МЭИ было
принято решение в качестве временной меры состыковать
станцию СОН-ЗО со станцией «Бинокль-Д». Такой «гибрид»
получил наименование «Кама-Е1». Сформированный на
станции «Бинокль-Д» сигнал запроса поступал на передатчик
станции «Кама» и ее антенну. Ответный сигнал принимался
антенной и приемником «Камы». При этом использовалась
система сопровождения станции «Кама» по углам и ее со-
пряжение с прибором программного наведения. Принятый
ответный сигнал направлялся в автодальномер станции
«Бинокль-Д» и ее регистраторы.
Таким «гибридом» были оснащены ИП-1 (Тюра-Там) и
один из ИП на Камчатке в 1958 г. Другой вариант «гибрида»
«Бинокля-Д» и «Камы» в единичных количествах был из-
готовлен для использования на кораблях т. н. ТОГЭ - Тихо-
океанской геофизической экспедиции, осуществлявшей кон-
троль за головными частями Р7 при максимальной дальности
полета и падении Г4 в акватории Тихого океана восточнее
Камчатки. Этому «гибриду» было присвоено наименование
«Кама-М».
Станции «Бинокль-Д» и «Кама» расчленялись на состав-
ные части. Антенная колонка устанавливалась на палубе ко-
рабля на гиростабилизированной платформе, а передатчик,
приемник станции «Кама», автодальномер и регистраторы
«Бинокля-Д» - в отсеках корабля. Станции «Кама-М» успеш-
но использовались при контроле траектории лунных ракет по
программе «Е» и при пусках ракет Р7 на максимальной даль-
ности в 1958-1960 гг.
По совместной инициативе ОКБ МЭИ и КМЗ общи-
ми силами при поддержке 4 ГУ МО СССР в 1959 г. была
предпринята разработка станции, способной заменить
«Бинокль-Д» и все модификации станции «Кама». За осно-
ву был взят локатор СОН-ЗО. От него были использованы,
кроме кабины и общей конструкции, колонка с антенной,
система углового сопровождения, передатчик и приемник.
При этом, однако, для антенны была разработана новая
головка с круговой поляризацией. В передатчике магне-
трон был заменен на перестраиваемый, с соответствующей
системой управления и контроля настройки. В приемном
тракте был установлен входной усилитель бегущей волны.
Система сопровождения по дальности, взятая из станции
«Бинокль-Д», была усовершенствована с целью повыше-
446
Глава 20
ния точности. Ввели новую систему открытой регистрации
и новые устройства программного наведения и вывода ин-
формации в линию связи.
Станция была разработана в двух модификациях:
-	подвижный вариант в фургонах локатора СОН-ЗО под
шифром «Кама-А»;
-	стационарный вариант для размещения в специально
оборудованном здании под шифром «Кама-Е».
В 1962 г. в станции «Кама-А» и «Кама-Е» были введены
новые системы открытой цифровой регистрации измерен-
ных параметров. Станции «Кама-А» и «Кама-Е» обеспечивали
измерения дальности с погрешностью 30 м (максимальное
значение) и угловых координат с погрешностью не более
5 угловых минут.
С1960 по 1962 г. станциями «Кама-А» и «Кама-Е» был ос-
нащен полигон Капустин Яр. Ими были заменены все станции
«Бинокль-Д» на измерительных пунктах «Тайга» и «Кура» на
трассе пуска ракет Р7 и космических аппаратов, все полигоны
ПРО и ПВО.
Всего было выпущено более 300 станций «Кама-А» и
«Кама-Е». Эти станции в течение многих лет работали успеш-
но на всех полигонах при пусках большого количества ракет и
космических объектов различного назначения и продолжают
работать до настоящего времени. Станции работали по от-
ветчикам системы «Рубин» и по сигналу ответчиков серии
«РДМ». В ходе эксплуатации станций в них вносились изме-
нения и доработки, учитывающие потребности конкретных
многочисленных заказчиков-представителей всех родов во-
йск Вооруженных Сил СССР.
Руководство разработкой и внедрением станций се-
мейства «Кама» осуществляли главный конструктор ОКБ
МЭИ А.Ф.Богомолов и его заместители Н.В.Жерихин и
А.Г.Головкин.
Основными разработчиками станций были:
-	от ОКБ МЭИ - З.М.Флексер, А.Е.Соколов, ГНАндреев,
МАБыков, ВАГолубев, М.М.Борисов, В.И.Воробьев,
ЮАВзнуздаев, ААПоляков, ГАСо-колов, Г.В.Кочин,
С.К.Шейнман, В.С.Зайцев, В.М.Гзовский, Б.В.Дроздов;
-	от КМЗ - В.А.Сеценко, А.Н.Пресняков, Я.Л.Фридман,
М.Р.Тарасенко, В.В.Вьюнш.
В конце 1970-х гг. КМЗ практически без участия ОКБ МЭИ
выпустил новый вариант станции «Кама-А» под наименова-
нием «Кама-Н», в основном аналогичный «Каме-А», но на
новой современной элементной базе. В ряде ИП МО СССР
станции «Кама-А» были заменены станциями «Кама-Н».
Фазовые пеленгаторы «Иртыш» в этот же период на всех
ИП заменялись постепенно на новые более современные
фазовые пеленгаторы «Висла», разработанные ОКБ МЭИ со-
вместно с Кунцевским механическим заводом в интересах
войск ПВО и ПРО.
Двухканальные станции фазовой пеленгации «Висла»
коренным образом отличались от станций ФП «Иртыш».
Станции обеспечивали одновременное измерение направ-
ляющих косинусов двух объектов измерения в любой точке
полупространства на дальности до 1500 км с погрешностью
105, а также разности их значений с погрешностью до 5-Ю’6,
что превышало возможности оптических средств. Эти воз-
можности обеспечивались приемной системой с тройным
преобразованием частоты, глубокой эффективной АРУ, ра-
ботавшей в большом динамическом диапазоне с минималь-
ными фазовыми ошибками. В системе использовались уже
не две, а три шкалы фазовых измерений, для чего в антенном
поле на каждом из измерений было введено еще по одной
антенне. В процессе ввода станции «Висла» в эксплуатацию
были введены четыре шкалы, также введено устройство
цифровой регистрации результатов измерений на магнитной
ленте. Первые введенные в эксплуатацию станции получили
наименование «Висла-М».
Если в станции «Висла-М» использовались два частотных
литера, то в станции «Висла-К» их было уже четыре при одно-
временной работе по любым двум из четырех. На входе кана-
лов были применены параметрические усилители. На выходе
- системы сопряжения с линиями связи, обеспечивающие
оперативное использование информации.
В начале 1970-х гг. была проведена модернизация стан-
ции «Висла» с переводом на современную элементную базу
и замена станций на полигонах ПРО на новые под наимено-
ванием «Висла-КМ». Разработка станции «Висла» была про-
ведена в ОКБ МЭИ под научным руководством Л.И.Кузнецова
и организационно-техническим руководством К.К.Лубны-
Герцыка.
Основными разработчиками были:
-	в части антенного поля-С.М.Веревкин, К.К.Белостоцкая,
И.П.Иванов, В.Д.Стариков;
-	вчастиприемныхустройств-В.И.Галкин.О.И.Земблинов,
Е.Д.Фокин, Н.Е.Бабарин, В.Н.Белан;
-	в части фазометрических устройств, средств реги-
страции и программной обработки сигналов С.Н.Леоненко,
В.В.Барабанов, И.Ф.Шмельков, Ю.А.Дубровин,
Ю.Л.Макаревич, Д.И.О.Атаев, А.А.Серов, О.А.Арчаков,
А.П.Заморин.
Модернизации подверглись также и телеметрические
приемные станции.
Задачей, разработанной в ОКБ МЭИ новой телеметри-
ческой станции «Трал-К», было устранение важного недо-
статка станции «Трал» - регистрации на фотопленку и не-
обходимость ее сложной ручной дешифровки. В станции
«Трал-К», разработанной в ОКБ МЭИ в 1968 г. под руковод-
ством А.С.Альтмана, было преобразование телеметрической
информации, принятой станцией «Трал», в цифровой код,
запомнить эту информацию на магнитной ленте и зареги-
стрировать на бумажной ленте как в реальном времени, так
и после сеанса связи, вводя данные в открытый графический
регистратор с магнитного накопителя. Кроме того, с накопи-
теля информация могла вводиться в ЭВМ «Старт» для любой
необходимой обработки.
Изготовление станций «Трал-К» и их последующих мо-
дификаций «Трал-К2» было поручено Московскому радио-
заводу № 567 в кооперации в части точной механики с Йош-
кар-Олинским механическим заводом и Львовским заводом
«Теплоконтроль».
Ведущими разработчиками станций «Трал-К» были
Н.В.Замятин, В.Н.Курский, В.А.Смирнов, Ю.И.Иванов,
Н.Н.Ворнсокова, И.Н.Сидоров.
Для станций «Трал-К» были разработаны новые более
эффективные антенны ТНА-28 и ТНА-29.
447
АО «ОКБ МЭИ»
В отличие от антенны станции «Трал», смонтированной на
фургоне станции, антенны ТНА-28 и ТНА-29 были установле-
ны на собственном опорно-поворотном устройстве, смонти-
рованном на артиллерийском лафете. В антенне было пред-
усмотрено как ручное, так и программное наведение.
Разработка антенны проводилась в ОКБ МЭИ в лабора-
тории И.Ф.Соколова. Ведущие разработчики - О.Л.Клюев
и Н.М.Фейзулла. Серийное изготовление антенн ТНА-28 и
ТНА-29 для станций «Трал-К» было поручено Лианозовскому
электромеханическому заводу в кооперации с Московским
радиозаводом № 567.
На космических аппаратах, направляемых с 1958 г. в рай-
оны Луны, Марса и Венеры, от первых объектов Луны, фото-
графирование ее обратной стороны, до луноходов и посадок
на Марс и Венеру аппаратуры ОКБ МЭИ не было. Но уже на-
чиная с первых полетов, на носителях этих космических аппа-
ратов использовались телеметрические системы «Трал-П1»,
«Рубин» и запоминающие устройства «Яхонт». С помощью
этих систем контролировался, в частности, старт с промежу-
точной орбиты в сторону планет. На всех носителях и ряде
аппаратов стояли ответчики «Рубин-Д» и РДМ.
Важным вкладом в обеспечение этих полетов были раз-
работанные и сооруженные в ОКБ МЭИ приемные зеркаль-
ные антенны больших размеров ТНА-200 и ТНА-400.
Первая антенна больших размеров с диаметром рефлек-
тора 25 м была сооружена на ИП-10 командно-измеритель-
ного комплекса в районе г. Симферополь в 1960 г. под назва-
нием ТНА-200. Однако уже в 1961 г. в связи с потребностями
лунных программ диаметр антенны был доведен до 32 м,
она получила наименование ТНА-400. Вторая антенна с диа-
метром зеркала 25 м была построена на полигоне ОКБ МЭИ
«Медвежьи Озера» под Москвой. В 1963 г. была построена
еще одна антенна ТНА-200М такого же размера на ИП-14 ря-
дом с антенной ТНА-400 и использовалась, в частности, для
управления Луноходом в комплексе «Орбита» - «Молния».
Все антенны этих типов были полноповоротными, имели ре-
жимы автоматического слежения и программного наведения.
Долгие годы они успешно использовались практически во
всех дальних космических операциях.
Разработкой и сооружением этих антенн в ОКБ МЭИ ру-
ководили А.Ф.Богомолов, Б.А.Попереченко и И.Ф.Соколов.
В разработке антенн участвовал большой коллектив. Осо-
бую роль в разработке и обеспечении работы большой
кооперации сыграли В.В.Белостоцкий, В.М.Гончаренко,
П.К.Кудрявцев, Г.С.Плешаков, Л.Я.Лосев, Ф.С.Симагин,
Э.А.Гроссман, В.А.Агафонов.
В кооперацию по созданию антенн ТНА-400 и ТНА-200
входили Горьковский машиностроительный завод, ЦКБ-34
(г. Ленинград), Подольский электромеханический завод,
Трест «Спецконструкция» (г. Москва), ЦНИИ «Промстройкон-
струкция» (г. Москва). В работах по вводу в строй антенны
ТНА-400 участвовали также сотрудники НИИ-17 (Л.Д.Бахрак,
К.И.Могильникова) и РНИИ КП (А.И.Апелев).
Антенны ТНА-400 дали возможность продлить работу
канала траекторных измерений «Рубин-Д» (РДМ) - «Кама»
до лунных расстояний. С этой целью ОКБ МЭИ создало на
антенне ТНА-400 станцию «Катунь». На антенне была уста-
новлена аппаратура станции «Кама-А»: передатчик, прием-
Антенная система ТНА-400 со станцией «Катунь»
в работе, г. Симферополь
ник, система слежения по дальности и система измерения
углов, согласованная с датчиками углового положения ан-
тенны.
Аппаратура была установлена в качающейся вместе с ан-
тенной аппаратной кабине. Был разработан для этого слу-
чая специальный вариант системы цифровой регистрации
дальности с однозначностью в пределах 10000 км и система
передачи данных в линии связи. В приемник был введен па-
раметрический усилитель. Станция «Катунь» вступила в экс-
плуатацию с апреля 1963 г. и успешно обеспечивала контроль
траектории при всех пусках ракет серии «Е6», работая по от-
ветчику «Рубин-Д». При этом максимальная дальность, заме-
ряемая станцией, составила 150000 км.
Станция «Катунь» успешно использовалась при запу-
сках дальних космических аппаратов вплоть до 1966 г. Рабо-
тами по созданию ТНА-400 и станции «Катунь» руководили
А.Ф.Богомолов, БАПопереченко и АГ.Головкин.
Основными разработчиками станции «Катунь» были:
-	в части антенны ТНА-400 - И.Ф.Соколов, ГАСимакин,
Л.ЯЛосев;
-	в части аппаратуры измерения дальности - С.П.Степанов,
С.С.Орехов, Г.В.Кочин, В.М.Гзовский;
-	в части приемного тракта - В.Н.Ишков, Л.Н.Новиков;
-	в части системы передачи данных - Ю.С.Бобков,
В.С.Николаев.
Огромную роль в создании станции «Катунь» и ее успеш-
ной эксплуатации сыграл персонал измерительного пун-
кта № 10 и его командир - полковник Н.И.Бугаев.
«Орбита» - «Молния»
Одной из ярких страниц истории ОКБ МЭИ и его работы
в космической отрасли является создание совместно с НИИ
Радио Минсвязи СССР сети станций приема телевизионных
сигналов Центрального телевидения СССР, транслируемых
спутниками «Молния» по всей территории СССР и ряда за-
рубежных стран Европы, Азии и Латинской Америки.
448
Глава 20
Антенна ТНА-57 станции спутникового комплекса
телевизионного вещания «Орбита»
Первые станции «Орбита» (21 ед.) были введены в строй
на территории нашей страны к 50-й годовщине Октябрьской
революции и обеспечили прием Центрального телевидения
65 % населения страны. В последующие два года число этих
станций возросло до 100 и к ЦТ приобщилось практически все
население СССР.
Для станции «Орбита» в ОКБ МЭИ была создана система
ТНА-57 с диаметром зеркала 12 м. С целью снижения шу-
мовой температуры в зеркале было применено облучение
с углов 180 °. Однозеркальная схема облучения с провалом
5 дБ в основном направлении обеспечила коэффициент ис-
пользования поверхности около 0,7.
В следящем электроприводе была применена оригиналь-
ная схема «с критическим самовозбуждением», обеспечив-
шая компенсацию углового и скоростного рассогласования,
ограничение нагрузок на опорно-поворотное устройство в
переходных режимах. Система наведения имела цифровой
ввод программы слежения с помощью наборного поля на
8 часов слежения за ИСЗ. Конструкция антенны допускала ее
эксплуатацию при скорости ветра до 200 км/ч, что соответ-
ствовало сильному урагану.
Первые антенны были введены в строй с августа по ок-
тябрь 1967 г. в г.г. Кемерово, Новосибирск, Магадан, Сык-
тывкар, Воркута, Ашхабад, Якутск, Сургут, Норильск, Южно-
Сахалинск, Хабаровск, Комсомольск-на-Амуре, Архангельск,
Братск, Алма-Ата, Иркутск, Фрунзе (Бишкек), Улан-Удэ, Чита,
Мурманск.
В последующие 20 лет антенны ТНА-57 и ее модифика-
ции, антенны ТНА-77, были установлены и введены в строй
сотрудниками ОКБ МЭИ в 11 странах в ходе создания между-
народной системы «Интерспутник». Вот перечень этих стран
в хронологическом порядке: Северный Вьетнам, Лаос, Афга-
нистан, Куба, Польша, Южный Вьетнам, Никарагуа, Камбод-
жа, Сирия, КНДР, Чехословакия.
Важной особенностью антенны ТНА-57 и ТНА-77 была их
относительно низкая стоимость, особенно в нынешних мас-
штабах. Она составляла от 400 до 500 тыс. советских рублей.
В кооперации по созданию антенн ТНА-57 и ТНА-77 уча-
ствовали Горьковский авиационный завод, Подольский элек-
тромеханический завод, Кунцевский механический завод,
Трест «Спецстальконструкция» (г. Москва).
Сеть антенн космической связи типа ТНА
449
АО «ОКБ МЭИ»
Антенна ТНА-57 на кубинской станции комплекса
спутникового телевизионного вещания «Орбита» -
станции «Карибэ»
Руководство всеми работами по созданию ТНА-57
и ТНА-77 осуществляли Б.А.Попереченко, И.Ф.Соколов,
А.Ф.Богомолов. Ведущими разработчиками были
С.М.Веревкин, В.П.Вальд, В.Ф.Наумов, 0.Л.Клюев,
ГАСимакин, Л.Я.Лосев.
Во вводе в строй антенн ТНА-57 и ТНА-77 по програм-
ме «Интерспутник» руководящее участие обеспечива-
ли В.К.Баранов, В.П.Давыдов, А.Н.Кириллов, В.Н.Снежко,
А.В.Печенкин, П.Г.Чуенков, В.П.Вальд, О.Л.Клюев, В.Н.Бусов,
И.В.Брагин, А.Е.Соколов, В.Е.Баранов, Б.Н.Мухин, Е.И.Зайцев,
ВАКомаров, В.П.Лычкин, Б.К.Каширцев, С.М.Веревкин,
В.В.Воробьев, Ю.Н.Головкин, В.В.Белов, ААГиппиус,
В.Д.Стариков. В 1968 г. Б.А.Попереченко и И.Ф.Соколов вме-
сте с группой специалистов НИИ Радио были удостоены Госу-
дарственной премии СССР.
Со временем развивающаяся сеть станций «Орбита» стала
использоваться не только для передачи ЦТ, но и для передачи
матриц газет, телеграфии, фотографии и телефонии. В течение
первых 10 лет функционирования сети «Орбита» для передачи
сигнала ЦТ на спутники «Молния» использовалась антенна ТНА-
200 на Медвежьих Озерах. На ней был размещен передатчик.
ТНА-200 с этим передатчиком стала базой пункта Минсвязи
«Резерв», работающего на территории ЦКС «Медвежьи Озера».
Работа ОКБ МЭИ в кооперации космической
радиотехнической разведки
С1960 г. по настоящее время ОКБ МЭИ принимает участие
в кооперации предприятий по космической радиотехнической
разведке, возглавляемой ЦНИРТИ им. А.И.Берга (ранее ЦНИИ-
108). Накопление, передача, ретрансляция и прием информа-
ции КРТР является делом весьма ответственным и важным.
Здесь требуются выдающиеся степени надежности, достовер-
ности, криптоустойчивости, отсутствие потерь информации,
своевременное распознавание ложной информации.
ОКБ МЭИ успешно работает в этой кооперации более
50 лет и решает задачи в этом общем деле. Первой работой,
выполненной в ОКБ МЭИ в кооперации КРТР, была разработ-
ка для КА «Куст-12» запоминающего устройства ЗУ-ИОК на
проволочном носителе с передачей информации по радио-
линии «Трал-П1» - «Трал».
После поучения положительных результатов по этой ра-
боте ОКБ МЭИ была поручена разработка новой радиолинии
«Трал-ИК1» - «Трал-К1» для ИСЗ ДС-К40 в составе комплекса
КРТР «Куст-40». Данная радиолиния обеспечивала надежную
и помехоустойчивую передачу информации методом трехпо-
зиционной частотной манипуляции радиосигнала со скоростью
100 кбит/с. ЗУ этой линии было выполнено на биметалличе-
ской ленте и имело емкость 8 Мбит. На выходе бортового МЗУ
использовалась буферная память для организации квазисин-
хронного метода передачи символов по радиоканалу с посто-
янной скоростью. Указанный метод был основан на дискрет-
ном способе вывода из буферной памяти информационных
символов, упакованных в слова и группы постоянной длины, и
передачи их по радиоканалу в совокупности с синхрословами
и холостыми словами, дополнение которых обеспечивало по-
стоянную скорость передачи символов.
Для выделения синхрослов использовался помехоустой-
чивый код Баркера, при этом символьная синхронизация на
приемной стороне осуществлялась слежением за временным
положением синхрослов узкополосной аналого-цифровой
системой ФАП с астатизмом второго порядка.
ЦНИРТИ на основе опыта работ по темам «Куст-12» и
«Куст-40» разработал технические предложения по постро-
ению космического комплекса радиотехнической разведки
«Целина», состоявшего из группировки постоянно действую-
щих ИСЗ целевого назначения и наземных средств приема и
обработки специальной информации КРТР.
ОКБ МЭИ было определено головной организацией по
радиолиниям передачи специальной информации «Трал-
ИК1М» - «Трал-К1М» для комплекса «Целина-О» и «Трал-
ИК2» - «Трал-К1М» для комплекса «Целина-Д».
В соответствии с ранее сложившимся в ОКБ МЭИ рас-
пределением обязанностей руководителями работ по теме
«Целина» были назначены В.С.Баринов - по бортовой аппа-
ратуре, А.С.Альтман - по наземным средствам радиолинии.
Ответственным за бортовые и наземные антенны был назна-
чен Б.А.Попереченко.
В радиолиниях «Трал-ИК1М» - «Трал-К1М» и «Трал-
ИК2» - «Трал-К1М» в порядке преемственности были со-
хранены основные технические решения, апробированные
в первой цифровой радиолинии «Трал-ИК1» - «Трал-К1»;
радиолинии обеспечивали:
-	высокую достоверность и малые потери передаваемой
специальной информации;
-	вероятность искажения символа менее 10А потери не
более 0,25 %;
-	передачу информации по радиоканалу в метровом и
сантиметровом диапазонах волн;
-	повышение скорости передачи в радиолинии
«Трал-ИК2» - «Трал-К1М» до 220 кГц/с;
-	увеличение объема запоминаемой информации в МЗУ
бортовой аппаратуры «Трал-ИК1М» до 12 Мбит и в МЗУ бор-
товой аппаратуры «Трал-ИК2» до 30 Мбит;
-	сбор и запоминание в МЗУ, воспроизведение и передачу
телеметрических данных от всех видов бортовой аппаратуры:
450
Глава 20
для ИСЗ 11Ф616 от 15 сигнальных и 14 контактных датчи-
ков и для ИСЗ 11Ф619 от 48 измерительных и 48 контактных
датчиков;
-	сбор телеметрических данных и их передачу непосред-
ственно в сеансе связи;
-	ввод специальной информации, принятой станцией
«Трал-К1М» в ЭВМ «Клен-1» и «Клен-2» (разработки НИИЦЭВТ),
ее регистрацию на магнитном накопителе типа «МЛ»;
-	ввод телеметрических данных, принятых станцией
«Трал-К1М» в ЭВМ М0-9М разработки НИИ-885 и их запись
на магнитном накопителе ИС-1741 разработки НИИ7 и реги-
страторе «Гранит» на электрохимической бумажной ленте.
В системе были использованы:
-	метод трехпозиционной частотной модуляции, для пе-
редачи данных по радиоканалу;
-	квазисинхронный метод передачи бинарных символов
с постоянной скоростью путем использования буферной памя-
ти, на выходе которой формируются дополнительные холостые
слова, кодируемые кодом Баркера;
-	кадровая и групповая синхронизация специальной ин-
формации путем передачи по радиоканалу соответствующих
синхрослов, кодируемых кодом Баркера;
-	символьная синхронизация в приемной станции с помо-
щью узкополосной аналого-цифровой системы ФАП с аста-
тизмом второго порядка;
-	передача радиосигналов по двум каналам на разнесен-
ных частотах.
В разработке радиолиний «Трал-ИК1М» - «Трал-К1М» и
«Трал-ИК2» - «Трал-К1М» в ОКБ МЭИ кроме двух ведущих по
этой теме лабораторий - В.С.Баринова и А.С.Альтмана - при-
няли участие сотрудники и ряда других лабораторий, началь-
никами которых были С.М.Веревкин, В.И.Галкин, О.Л.Клюев,
Б.М.Мальков, М.Н.Мешков, ГАСоколов и НАТерлецкий.
В разработке участвовали также представители Львовского
политехнического института (И.М.Вишнечук, РЛ.Кравцов,
Б.И.Швецкий), ОКБ-125, г. Львов (А.И.Гадзева, Б.В.Дмитриев,
Г.М.Кротова), ОКБ «Теплоконтроль» (С.Е.Сас), ИРЭ АН СССР
(В.И.Бунимович, ВАМорозов, В.Н.Курский).
В 1969 г. решением ВПК Совета Министров № 302 от
22 декабря 1968 г. по предложению Минрадиопрома осво-
ение производства и поставки станции «Трал-К1М» и аппа-
ратуры управления НСА-110 было поручено Брянскому элек-
тромеханическому заводу.
В1972 г. комплекс «Целина-О» вместе со станцией «Трал-
К1М» и бортовой аппаратурой, изготовленной по докумен-
тации ОКБ МЭИ Львовским объединением им. В.ИЛенина,
был принят на вооружение Советской Армии. В числе лиц,
отмеченных за это Государственной премией СССР, был
В.С.Баринов.
В состав бортовой аппаратуры входили:
-	долговременное запоминающее устройство с механиз-
мом запоминания на магнитной биметаллической ленте тол-
щиной 7-8 микрон;
-	формирователи специальной информации и структуры
кадра;
-	кодирующие устройства;
-	передатчики метрового и десятисантиметрового диа-
пазона;
-	бортовые устройства включения и управления;
-	бортовые передающие антенны.
В состав наземной станции входили полноповоротные при-
емные антенны типа ТНА-57 (диаметр зеркала -12 м).
Приемные пункты системы были оборудованы под Мо-
сквой в районе Щелкова и в Забайкальском районе Улан-Удэ.
Позднее был сооружен и введен в эксплуатацию Центральный
пункт приема информации в районе Малино под Москвой.
Высокая надежность разработки ОКБ МЭИ обеспечила
бесперебойную работу комплекта КРТР «Целина» на протя-
жении всего времени существования на орбите космических
аппаратов 11Ф615 и 11Ф619.
В 1976 г. в ОКБ МЭИ была проведена модернизация
бортовой и наземной аппаратуры и разработка радиолинии
«Трал-ИК2» - «Трал-К1» для обеспечения работы комплекса
«Целина-2» с КА 11Ф644 разработки объединения «Южмаш».
Высокие и надежные результаты, полученные в радиолинии
«Трал-ИК1» («Трал-ИК» - «Трал-К1М») при передаче инфор-
мации в сантиметровом диапазоне волн позволили отказаться
от использования в радиолинии «Трал-ИКЗ» - «Трал-К1» ме-
трового диапазона волн, хотя приемная аппаратура метрового
диапазона была сохранена. В новой сантиметровой радиоли-
нии был сохранен метод трехпозиционной частотной манипу-
ляции СВЧ-сигнала для передачи информации по радиоканалу,
показавший высокую эффективность и надежность.
Сохранением метода модуляции сигнала и приемника ме-
трового диапазона наиболее просто решалась задача обеспе-
чения в станции «Трал-К1А» комплекса «Целина-2» сигналов,
передаваемых с космических аппаратов 11Ф616 и 11Ф618, дей-
ствующего комплекса «Целина».
В связи с увеличением на борту КА 11Ф644 числа источни-
ков информации до четырех («Корвет», СИП, ТМ и БВ) с различ-
ными объемами и скоростями выдачи данных на вход бортовой
аппаратуры «Трал-ИКЗ» в системе была реализована адресная
структура информационного кадра, передаваемого по радиока-
налу. В основу кадра была положена группа слов, состоящая из
5 байтов: первый байт являлся адресом источника информации,
остальные четыре байта использовались для передачи данных.
Для повышения надежности адрес, состоящий из 4 бит, дополни-
тельно кодировался семиразрядным кодом Хемминга. Восьмой
разряд адресного байта использовался для маркера проверки
содержания группы на четность.
Бортовая следящая антенна комплекса «Целина»
451
АО «ОКБ МЭИ»
Задача повышения пропускной способности канала свя-
зи была решена путем отказа от квазисинхронного метода
передачи сигналов по радиоканалу. Переход к синхронному
методу передачи и приема сигнала позволили ликвидиро-
вать передачу холостых слов и тем самым увеличить объем
передаваемой специальной информации в единицу времени
на 20 %.
Переход к синхронному методу передачи и приема сиг-
налов представлял комплексную задачу, решение которой
потребовало теоретических и практических исследований во-
проса согласования нерегулярного источника сообщений, ка-
ким являлось бортовое механическое запоминающее устрой-
ство с каналом связи, и исследования вопросов построения
системы битовой синхронизации в приемной станции на ос-
нове ФАПЧ с астатизмом второго порядка.
Создание механического старт-стопного ЗУ модульной
конструкции с высокими динамическими характеристиками на
тонкой биметаллической ленте и статической буферной памяти
позволило решить одновременно две задачи: увеличить объем
запоминаемой информации до 90 мл. дв. знаков и обеспечить
передачу сигналов по радиоканалу с долговременной стабиль-
ностью частоты следования бит не хуже 10 5 и тем самым обе-
спечить надежную работу системы побитной синхронизации.
В начале 1977 г. генеральный заказчик комплекса «Це-
лина-2» в связи с недостаточной оперативностью доставки
специальной информации со спутников 11Ф644 на наземные
пункты, задержка которой определялась временем движе-
ния спутника от места наблюдения и записи до места сбро-
са информации, предложил исключить эту задержку путем
передачи специальной информации со спутника 11Ф644 на
пункт приема через геостационарный спутник. В качестве
геостационарного спутника было предложено использовать
стационарный спутник «Гейзер», разработанный в НПО ПМ
(Красноярск-26) для передачи информации оптических
средств наблюдения со спутников-разведчиков «Гранит».
Технические средства канала ретрансляции «Гранит» - «Гей-
зер» - наземные пункты» разработало объединение «Элае»
(г. Зеленоград).
Эти средства состояли из передатчика «Сплав-1», уста-
навливаемого на «Граните», ретранслятора «Сплав-2», уста-
навливаемого на «Гейзере» и приемника «Сплав-3», уста-
навливаемого на наземном пункте приема. Такую же схему
предлагалось использовать и в комплексе «Целина-2». Одна-
ко такое решение было невыполнимым.
К этому времени в КБ «Южное» уже был полностью раз-
работан и изготовлен первый КА 11Ф644, и на нем, разумеется,
не было ни места, ни резерва веса для размещения передатчи-
ка «Сплав-1» весом 450 кг и с соответствующими габаритами.
Поэтому главный конструктор КБ «Южное» В.М.Ковтуненко и
главный конструктор комплекса «Целина-2» М.Е.Заславский
обратились в ОКБ МЭИ с просьбой взять на себя решение зада-
чи ретрансляции через «Гейзер» и решить ее в рамках системы
«Трал-ИКЗ» - «Трал-К1А» с минимальным увеличением массы
и габаритов «Трал-ИКЗ на борту КА 11Ф644.
В результате анализа построения и характеристик канала
«Сплав-1» - «Сплав-2» - «Сплав-3» специалисты ОКБ МЭИ
пришли к выводу о возможности создания линии «Трал-
ИКЗ» - «Сплав-2» - «Трал-К1А».
Антенна ТНА-92 для станций «Трал-К2»
На спутник 11Ф644 была установлен малогабаритная ан-
тенна с параболическим зеркалом диаметром 4 м с электро-
механическим приводом и программным наведением на ИСЗ
«Гейзер», а также передатчик на ЛБВ «Шоколад» разработки
СКБ «Волна» в Саратове.
Эта работа была выполнена в части антенны
К.К.Белостоцкой, А.А.Гиппиусом, В.П.Лычкиным, в части
передатчика - Н.А.Терлецким, в части управления антенной -
А.Б.Вареновым. Прием сигналов со спутника «Гейзер» велся
с помощью антенны ТНА-57.
Для освоения производства и выпуска серийных об-
разцов аппаратуры документация на бортовую аппаратуру
«Трал-ИКЗ», в соответствии со сложившейся кооперацией,
была передана Львовскому производственному объедине-
нию им. Ленина, на станцию «Трал-К1А» - Брянскому меха-
ническому заводу, на антенную систему ТНА-57ЦД - Подоль-
скому электромеханическому заводу.
Станция «Трал-ИКЗ» была принята на вооружение вме-
сто комплексов «Целина-2» в 1990 г. К этому времени в ОКБ
МЭИ уже шла разработка новой радиолинии «Тракон» - «Тра-
пеция» для комплекса «Целина-3». Эта разработка не была
завершена в связи с распадом СССР. Однако ее результаты
были использованы в работах ОКБ МЭИ по комплексу КРТР
«Лиана».
В комплексе «Лиана» ОКБ МЭИ являлось головным ис-
полнителем по радиолинии передачи информации «Тра-
кон» - «Трапеция».
В связи с «потерей» Львовского объединения изготови-
телем аппаратуры становится Ижевский радиозавод. Про-
должает работу в кооперации Брянский электромеханиче-
ский завод. После смерти А.С.Альтмана и ухода на пенсию
В.С.Баринова руководство работами по этому направлению
было возложено на А.В.Чекина и В.В.Грязнова. Основны-
452
Глава 20
ми разработчиками по бортовой аппаратуре «Тракон» были
В.М.Стученков, САКоротов, О.И.Потиевский, С.Е.Филиппова,
В.Н.Крутиков, Ю.Н.Волков, Ю.Н.Константинов, А.Б.Варенов,
А.А.Кикин, М.К.Викулов, ЮАДетинкин, В.А.Львов,
Д.Д.Чивилев; по наземным приемным средствам «Трапе-
ции» - А.В.Орлов, И.А.Пахомов, ААМорозов, М.З.Новиков,
Ю.И.Иванов, ДМИванов, М.С.Белозерская, ИААристов,
ОЛ.Клюев, Ю.Н.Головин.
Корреляционно-фазовые пеленгаторы
Идея корреляционно-фазовой пеленгации была впервые
предложена А.Е.Башариновым и поддержана А.Ф.Богомоловым.
Первые КФП предлагалось строить по фазоимпульсной схеме
- это определялось тем, что сигналы, поступающие с летатель-
ных аппаратов, имели импульсную форму.
Метод КФП (ФИП) теоретически позволял примерно на
порядок повысить точность измерений углового положения
ЛА по сравнению с методом амплитудной пеленгации, при-
менявшимся ранее. Инициатором создания действующего
образца фазоимпульсного пеленгатора стал молодой и энер-
гичный инженер Сектора спецработ МЭИ М.Н.Мешков.
Первая практическая проверка идеи измерения углового
положения ЛА методом ФИП состоялась в ходе пусков ракеты
М5РД на полигоне Капустин Яр в 1956 г., где рядом со станци-
ями «Бинокль» была размещена экспериментальная аппара-
тура, задачей которой было в натурных условиях подтвердить
правильность идеи ФИП. Эта экспериментальная аппаратура
получила в Секторе условное наименование «Степь», воз-
можно, потому, что место ее расположения между двумя
станциями «Бинокль» было окружено степью нижнего За-
волжья. Вместе с М.Н.Мешковым в создании и испытаниях
аппаратуры «Степь» участвовали инженер М.М.Борисов, сту-
денты-дипломники РТФ Б.В.Дроздов, М.К.Викулов и др.
Принцип работы аппаратуры «Степь» состоял в том,
чтобы, используя разнесенный прием сигналов ответчика
«Факел» на двух станциях, расстояние между которыми со-
ставляло около 30 м, измерить временную задержку между
принятыми сигналами в виде разности фаз высокой часто-
ты в течение короткого импульса длительностью 0,8 мкс и
далее, от импульса к и импульсу, отслеживать изменение
разности фаз с помощью аналоговой следящей системы.
В этой упрощенной модели не ставились задачи устранения
неоднозначности фазовых измерений, компенсации (или ис-
ключения) изменения частоты в импульсе, присущих магне-
трону ответчика. Макет такой аппаратуры был подготовлен
еще в Москве и смонтирован в отдельном фургоне, однако
его автономная отладка была закончена лишь на полигоне
в ходе пусков ракеты М5РД.
Расчетное значение аппаратурной погрешности по угло-
вым координатам (направляющим косинусам) составляло
10^ (20 угловых секунд), что более чем на порядок лучше
аналогичной погрешности станции «Бинокль». С помощью
общего гетеродина на обеих станциях при приеме им-
пульсного сигнала формировалась промежуточная частота
30 МГц, поступавшая на фазовый детектор для измерения
разности фаз. В дальнейшем, по примеру фазового пелен-
гатора «Висла», в качестве общего гетеродина стали ис-
пользовать т. н. вилочный гетеродин, позволивший перено-
сить измерение разности фаз на вспомогательную частоту
(порядка 50-100 кГц), удобную для дальнейшей обработки.
В качестве регистратора фаз использовался перьевой реги-
стратор на бумажной ленте.
В 1961 г. в ЛИИ (г. Жуковский Московской обл.) состоя-
лись летно-конструкторские самолетные испытания фазо-
импульсного пеленгатора. На самолете с передатчиком летал
ВАБачурин. Результаты измерений регистрировались на фо-
топленке. Полученные результаты подтвердили правильность
выбранных технических решений; ошибки измерений были
в пределах 10Л
На базе этих работ сложился и оформился коллектив
разработчиков аппаратуры и программно-алгоритмическо-
го обеспечения фазового пеленгатора под руководством
М.Н.Мешкова. В него входили Б.В.Дроздов, Э.Е.Новицкий,
Ю.Н.Филинов, К.С.Вальшоник, А.ВЛав-рухин, Л.П.Хотунцева,
Г.В.Болотов, Т.Т.Муравьева, В.С.Воскресенский и др. Главным
специалистом по проектированию сооружений для фазового
пеленгатора был Николай Николаевич Голованов.
Следующие варианты фазовых пеленгаторов работали по
непрерывным (как правило, телеметрическим) сигналам КА и
строились по схеме с корреляционной обработкой сигналов, что
позволило повысить отношение сигнал/шум в принимаемом
сигнале. Эти пеленгаторы получили название корреляционно-
фазовых пеленгаторов.
Первым универсальным пеленгатором с корреляционной
обработкой сигналов в ОКБ МЭИ стал КФП «Радуга-И». Он имел
в своем составе пять приемных антенн от РЛС «Кама», распо-
ложенных в вершине и по сторонам прямого угла, и одну кали-
бровочную антенну для учета при измерениях неидентичности
приемных трактов.
Впервые в КФП «Радуга-И» для вычисления направляю-
щих косинусов была применена управляющая ЭВМ «Днепр-1».
КФП «Радуга» регулярно привлекался к летно-конструктор-
ским испытаниям индийских спутников дистанционного зон-
дирования Земли серии IRS. Благодаря относительно широ-
кой диаграмме своих антенн и повышенной чувствительности
схемы корреляционной обработки принимаемого сигнала
появилась возможность уверенно обнаруживать КА типа IRS
в пределах всей трубки расчетных траекторий КА при запуске
очередного аппарата и, при необходимости, наводить по кана-
лам передачи данных в темпе реального времени 12-метровые
антенны станций управления спутниками IRS, размещенные на
полигоне Медвежьи Озера.
В разработке модифицированного корреляционно-фазо-
вого пеленгатора «Ритм» принимали участие В.П.Коваленко,
В.Л.Филатов, А.Ф.Графов, Н.П.Малышев, А.Л.Заварзин,
А.А.Смирнов, В.В.Миронов, И.В.Жукова; в разработке про-
граммного обеспечения принимали участие Н.Н.Кочева и
Л.А.Асташенкова. Баллистическая интерпретация и обработ-
ка измерений выполнялась Б.Д.Зотиковым и Н.Ф.Калюжным.
На Медвежьих Озерах решающий вклад в наладку и опыт-
ную эксплуатацию внес В.Л.Ильин со своими помощниками
Е.А.Шемановой и Ю.В.Кривоноговым.
Модернизированная станция «Ритм» успешно прошла
испытания и использовалась во многих проектах, в т. ч. при
снятии с орбиты и затоплении орбитальной станции «Мир».
453
АО «ОКБ МЭИ»
Экспериментальная станция КФП в ЦКС ОКБ МЭИ
«Медвежьи Озера»
После проведенной в 1996-1999 гг. модернизации КФР
«Ритм» до настоящего времени используется на договорных
условиях для измерения текущих навигационных параметров
широкого класса космических объектов:
-	КА на геостационарных орбитах типа «Ямал», «Экс-
пресс», «Луч»;
-	КА систем ДЗЗ типа «Метеор»;
-	разгонных блоков типа «Бриз-М», «Фрегат».
Причем по большому количеству КО измерениями
обеспечивались не только разовые работы, но и про-
должительная эксплуатация путем включения КФП в со-
став штатных наземных комплексов управления этих КО.
В конце 2002 г. КФП «Ритм» по представлению межве-
домственной экспертной комиссии был сертифицирован
на соответствие своим ТТХ, после чего регулярно прово-
дится их подтверждение. КФП «Ритм» в настоящее время
является одним из основных средств мониторинга КА, вы-
водимых на геостационарную орбиту.
В конце 1990-х гг. на основе КФП «Ритм» был разра-
ботан перебазируемый пятиантенный КФП «Момент» для
решения ряда специальных задач, поставленных перед
космическими войсками ВС РФ. Кроме измерения угловых
координат КА, КФП «Момент» выдает дополнительную
некоординатную информацию о структуре принимаемого
сигнала (спектр излучаемого сигнала, вид поляризации,
частота и уровень излучаемого сигнала). Данная инфор-
мация позволяет идентифицировать обнаруженный КА по
каталогу специальных КА и определять его назначение.
КФП «Момент» может осуществлять поиск КА в простран-
стве и по частоте. В 2002 г. КФП «Момент» вошел в состав
средств контроля космического пространства РФ и указом Пре-
зидента РФ был поставлен на опытно-боевое дежурство, где и
выполняет свои функции до настоящего времени. Задание на
работу КФП «Момент» получает из Центра контроля космиче-
ского пространства, измеренная информация о КА выдается
туда же. За время дежурства КФП «Момент» провел мониторинг
более чем 100 КА как российского, так и зарубежного произ-
водства.
КФП «Момент» разрабатывался ОКБ МЭИ совместно с ОАО
«Кунцево» под руководством главного конструктора проекта
В.П.Миляева. Изготовление КФП велось на Кунцевском меха-
ническом заводе. Руководителем работ по КФП «Момент» от
ОКБ МЭИ был Б.В.Дроздов.
В 2004 г. в ОКБ МЭИ по договору, заключенному с ГПКС,
были разработаны и изготовлены два КФП специального
назначения. В своем составе эти КФП имели три прием-
ные антенны с измерительными базами, равными 60 м. Эти
КФП имеют сравнительно узкий частотный диапазон при-
нимаемого сигнала, т. к. предназначены для работы с КА
для предоставления услуг космической связи, находящи-
мися на геостационарной орбите, такими как «Экспресс-А»,
«Экспресс-AM» и др.
Поскольку баллистический Центр ГПКС обеспечивает КФП
высокоточными целеуказаниями положения КА в простран-
стве, упростилась процедура раскрытия многозначности изме-
рений направляющих косинусов, измеряемых КФП. Поэтому
из классического пятиантенного КФП были изъяты две про-
межуточные антенны.
КФП-1 находится в ЦКС «Дубна», а КФП-2 - в ЦКС «Же-
лезногорск» (Красноярский край). В настоящее время про-
водится модернизация КФП-1 в ЦКС «Дубна» и планируется
модернизация КФП-2 в ЦКС «Железногорск». Модернизация
заключается в расширении частотного диапазона от 2 до
12 ГГц и обеспечении режима колокации - одновременной
работы КФП по двум КА, находящимся в диаграмме направ-
ленности приемных антенн. В общем случае излучающие
сигналы с КА могут иметь разные частоты, но лежащие
в диапазоне от 2 до 12,9 ГГц. Режим колокации потребовал
доработки в КФП второго приемного канала.
В 2010 г. в ОКБ МЭИ был разработан и изготовлен КФП
нового типа «Ритм-М», в котором, помимо расширения ча-
стотного диапазона принимаемого сигнала до 8,5 ГГц, впер-
вые был применен приемник с цифровой обработкой сигнала
промежуточной частоты (во всех предыдущих разработках
КФП применялись приемники с аналоговой обработкой сиг-
нала промежуточной частоты). Цифровой приемник с обра-
боткой сигнала промежуточной частоты имеет, в отличие от
аналогового, большие возможности для адаптации приемно-
го тракта КФП под принимаемый с КА сигнал. Кроме того,
появляется дополнительная информация, которую можно
использовать при обработке принятого с КА сигнала (напри-
мер, при раскрытии многозначности измерений косинусов
направляющих углов).
В настоящее время в штатной эксплуатации находятся
пять КФП, разработанных ОКБ МЭИ:
-	КФП «Ритм» (Медвежьи Озера, Московская обл.);
-	КФП «Момент» (г. Дуброво, Московская обл.);
Перебазируемый КФП «Момент»
454
Глава 20
Трехантенный вариант КФП в г. Дубна, Московская обл.
Корреляционно-фазовые пеленгаторы «Ритм» и «Ритм-М»
-	передающее устройство на волне 8 см
мощностью 80 Вт на лампах бегущей волны;
-	приемное устройство отраженного сиг-
нала с цифровым АРУ и цифровой обработ-
кой сигнала;
-	бортовое устройство обработки отра-
женного сигнала со структурой ЭВМ;
-	оперативное статическое запоминающее
устройство;
-	долговременное ЗУ на магнитном носи-
теле.
Зондирующий сигнал радиолокатора
представлял собой периодический сигнал
сложной структуры с фазово-импульсной ма-
нипуляцией М-последовательностями с раз-
ным числом элементов в периоде.
Полученная радиолокатором информация
обрабатывалась двумя способами. Первый -
снятие первичной информации с бортового ЗУ,
ее передача по линии радиотелеметрии, ее при-
ем на Земле и дальнейшая обработка с целью
синтеза апертуры и получения конечной ин-
формации в наземной ЭВМ. Второй - проведе-
ние синтеза апертуры в бортовой аппаратуре,
используя первичную информацию. При этом
в телеметрической системе был предусмотрен
режим передачи полного объема информации
без бортовой обработки, с данных бортовой
обработки и передача данных высотомера и
радиометра.
Прием и обработка информации на Зем-
ле производились в двух пунктах:
-	антенной П-2500 в Евпатории и установ-
ленной там аппаратурой обработки РНИИ КП;
-	антенной ТНА-1500 в ЦКС ОКБ МЭИ
-	КФП-1 в ЦКС «Дубна» (г. Дубна, Московская обл.);
-	КФП-2 в ЦКС «Железногорск» (г. Железногорск,
Красноярский кр.);
-	КФП «Ритм-М» (Медвежьи Озера, Московская обл.).
Радиолокатор с синтезированной апертурой
«Полюс-В»
Радиолокатор с синтезированной апертурой
«Полюс-В» (другие наименования - радиолокатор боково-
го обзора, радиолокационный картограф) вместе с радио-
высотомером и радиометром разработан в ОКБ МЭИ по
заданию АН СССР и использован для радиолокационного
исследования и картографирования поверхности планеты
Венера космическими станциями «Венера-15» и «Вене-
ра-16» в 1983-1984 гг.
В состав радиолокатора, установленного на борту кос-
мических станций, входили:
-	антенна радиолокатора, представлявшая собой рас-
крывающееся, усеченное с двух сторон, зеркало с разме-
ром вдоль орбиты 6 м и поперек 1,4 м;
-	антенна радиовысотомера диаметром 1 м;
ОСТРОНАПРАВЛЕННАЯ АНТЕННА
(СВЯЗЬ С ЗЕМЛЕЙ)
АМС «Венера-15» и «Венера-16» с радиолокатором «Полюс-В»
455
АО «ОКБ МЭИ»
ГЕОМЕТРИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА
земли
Схема эксперимента по картографированию поверхности
планеты Венера с помощью системы «Полюс-В»
«Медвежьи Озера» под Москвой и установленной там аппа- демика А.Ф.Богомолова, Н.В.Жерихина и ГАСоколова. Ос-
ратурой ОКБ МЭИ.
Съемка поверхности планеты Венера обеспечивалась со
следующими параметрами:
-	среднее разрешение по поверхности 2,7 х 2,7 км в ре-
жиме полосовой съемки и в режиме кадровой съемки
1,3 х 1,3 км при наземной обработке;
-	время съемки и передачи информации на Землю -
20 мин в каждом отдельном цикле;
-	протяженность снимаемой зоны в одном сеансе - 8000 км
(от 30 ° до 70 ° северной широты планеты Венера);
-	среднеквадратическая погрешность измерения высоты
-50 м.
Все эти параметры были реализованы после выведения
станций «Венера-15» и «Венера-16» на орбиту спутника пла-
неты Венера с периодом обращения 24 ч, с высотой над пла-
нетой Венера в перицентре 1000 км.
В течение длительного времени, с октября 1983 г. по июль
1984 г., радиолокатор «Полюс-В» со станций «Венера-15» и
«Венера-16» безотказно передавал информацию с поверхно-
сти планеты Венера. Эта информация принималась и обрабаты-
валась в темпе времени на обоих пунктах. Принятая информа-
ция позволила создать уникальный атлас поверхности планеты
Венера, определить ее рельеф, получить надежные данные
о температуре на ее поверхности. Выпущенный в 1984 г. атлас
Комплект антенн системы «Полюс-В»
на АМС «Венера-15», «Венера-16»
ЗЕМЛЯ
явился выдающимся достижением отечествен-
ной науки и техники. Правительством СССР ини-
циаторы, руководители и участники работ были
удостоены Ленинских и Государственных премий
и орденов СССР.
Основная идея использования радиоло-
катора с синтезированной апертурой антен-
ны для исследования поверхности планеты
Венера была предложена в ИРЭ АН СССР
академиком В.А.Котельниковым и его сотруд-
никами Ю.Н.Александровым, О.Н.Ржигой и
В.Г.Барсуковым. Космические станции «Вене-
ра-15» и «Венера-16» были разработаны, изго-
товлены и запущены ОКБ имени САЛавочкина
(С.С.Крюков, В.Н.Турчанинов, В.Г.Перминов,
В.М.Ковтуненко).
Радиолокатор с синтезированной апер-
турой антенны «Полюс-В» был разработан и
изготовлен в ОКБ МЭИ под руководством ака-
новными разработчиками в ОКБ МЭИ были:
-	в части антенны - БАПопереченко, В.Д.Стариков,
К.К.Белостоцкая;
-	в части приемного устройства - О.И.Земблинов,
Н.Е.Баварии;
-	в части устройств памяти и обработки сигнала -
Г.А.Соколов, А.Б.Соколов, П.А.Жердев, Г.МЛевченко,
В.С.Баринов, В.М.Стученков, А.М.Лавриченко, М.К.Викулов,
Д.И.0.Атаев, А.А.Жаров;
-	в части передатчика - Н.А.Терлецкий, Ю.Н.Волков.
Работами по приему и обработке информации антенной
ТНА-1500 на ЦКС «Медвежьи Озера» руководил М.Н.Мешков.
В этой работе основными участниками были В.И.Галкин,
В.Н.Ишков, ВАПашков, Н.И.Финеева, Э.П.Горбатов,
Ю.Д.Смолянников, В.П.Саурин.
РСА «Траверс-1», совмещенный
с радиолинией, на КА «Ресурс-01»
После триумфального завершения работ по созданию
РСА для съемки поверхности планеты Венера с КА «Вене-
ра-15» и «Венера-16» в 1984 г. ОКБ МЭИ был заключен
контракт с НПП ВНИИЭМ на разработку, изготовление и
поставку аппаратуры радиолокатора с синтезированной
апертурой антенны РСА с более высоким разрешением
КА типа «Ресурс». По техническому заданию в новых РСА
формирование изображений предполагалось осущест-
влять на борту КА с последующей передачей информации
на Землю через радиолинию, входящую в состав «Тра-
верс-1».
Запуск КА «Ресурс-01» с радиолокатором с синтезирован-
ной апертурой антенны «Траверс-1» рассматривался как экспе-
риментальный вариант; предназначался для съемки поверхно-
сти Земли и, в первую очередь, для уточнения ряда расчетных
характеристик аппаратуры и требований к системам стабилиза-
ции и параметрам орбит КА в плане развития дальнейших работ
по исследованию природных ресурсов Земли из космоса с по-
мощью РСА.
456
Глава 20
Космический аппарат «Ресурс-01»
с PC А «Траверс-1» № 1
РСА «Траверс-1» был первым в СССР радиолокато-
ром с синтезированной апертурой для съемки поверхно-
сти Земли из космоса в интересах народного хозяйства.
В этом РСА обеспечивалось формирование изображений
на борту КА в процессе радиолокационного наблюдения
поверхности Земли и формирования цифровой голо-
граммы отраженного сигнала для последующего фор-
мирования изображений на Земле. В составе бортового
комплекса РСА была впервые применена раскладная ан-
тенная система ТКСА-5. Конструктивное исполнение этой
антенны до настоящего времени является базовой состав-
ляющей при разработках бортовых антенных систем для
РСА при решении многих задач ДЗЗ с отечественных и
зарубежных космических аппаратов. Кроме того, в аппа-
ратурном составе РСА также впервые была реализована
бортовая часть радиолинии для передачи научной инфор-
мации со скоростью 16 Мбит/с.
Прием информации, обработка и визуальное отображе-
ние изображений с РСА осуществлялись на приемном пункте,
расположенном на подмосковной экспериментальной радио-
астрономической базе ОКБ МЭИ «Медвежьи Озера». Режим
съемки при непосредственной передаче информации был
ограничен кругом на поверхности европейской части СССР
и прилегающих территорий с координатами: 80-35 ° с. ш.,
20-65 °в. д.
Фрагмент радиолокационного изображения
РСА «Траверс-1» с КА «Ресурс-01»
(наземная оперативная обработка
в ЦКС ОКБ МЭИ «Медвежьи Озера»)
Станция
приема
информации
РСА
Комплекс ДЗЗ в ЦКС «Медвежьи Озера» при работе РСА «Траверс-1» на КА «Ресурс-01» No 1
457
АО «ОКБ МЭИ»
Съемка с КА
«Ресурс-01» PC А
«Траверс-1»
Карта местности. Река
Кама в районе города
Пермь
Оперативная обработка данных съемки РСА
«Траверс-1» в ЦКС ОКБ МЭИ «Медвежьи
Озера» с КА «Ресурс-01»
В состав наземного приемного пункта входили высоко-
эффективная антенна ТНА-200, приемно-регистрирующая
станция НТК-2 и система предварительной обработки, пере-
записи и оперативного представления снимков, включающая
ЭЦВМ УВК-1420 со специализированными устройствами
ввода ЦС-1, высокоинформативными магнитными накопи-
Онежский полуостров.
15 октября 1985 г.
Виток № 181
Северный Урал.
27 декабря 1985 г.
Виток № 1263
Финляндия.
25 апреля 1986 г.
Виток № 3844
Съемка окрестностей реки
Кама из космоса
в оптическом диапазоне
телями Н2С1 и фототелеграфными
аппаратами «Паллада». Переза-
писанная на магнитный носитель
цифровая информация передава-
лась в ГосНИЦИП для дальнейшей
обработки и размножения.
Была проведена серия сеансов
связи с КА, осуществлявшими съемку
поверхности Земли в ходе ЛКИ, на-
коплен большой объем информации,
важной для исследования ресурсов
Земли и решения других задач. С мар-
та 1986 г. РСА «Траверс-1» в составе
КА «Ресурс-01» № 1 приступил к сво-
ей штатной работе.
Основные технические характери-
стики РСА «Траверс-1»
Высота орбиты - 700 км
Несущая частота зондирующего сиг-
нала-3400 МГц
Длина волны - 8,0 см
Разрешение-150м
Поляризация - ВВ или НВ
Угол визирования - 30 град.
Диапазон радиолинии - дециметровый
Скорость передачи информации -16 Мбит/с
Вид модуляции - ФМ
Мощность передатчика радиолинии - не менее 5 Вт
Научно-техническое руководство разработкой РСА
осуществляли С.М.Попов и П.А.Жердев. Веду-
щие разработчики РСА «Траверс-1» - старшие
научные сотрудники Н.М.Фейзулла, Н.Е.Бабарин,
Г.А.Подопригора, Ю.А.Зыченков, ОАКрасников,
О.Б.Кукушкин, В.Н.Гре-пов, А.ВЛаврухин; в части
раскладной антенны-Н.М.Фейзулла, ЮАКиселев
и В.А.Пантелеев.
Двухчастотный РСА «Траверс-1 П»
в составе научного модуля
«Природа» на орбитальной станции
«Мир»
Двухчастотный РСА «Траверс-1 П» был раз-
работан в ОКБ МЭП в 1996 г. по техническому
заданию по договору с НПО «Энергия» и был
предназначен для научного модуля «Природа»
космической станции «Мир», которая была вы-
ведена на орбиту 20 февраля 1985 г. Наличие на
борту орбитальной станции космонавтов-опера-
торов и исследователей, возможность организа-
ции грузопотоков, обеспечивающих доставку на
станцию научной аппаратуры, включая крупно-
габаритные антенны, а также снабжение ее до-
статочным количеством электроэнергии - все
это предопределило возможность организовать
разработку и поставку двухчастотного РСА в со-
458
Глава 20
Табл. 1
Основные характеристики двухчастотного РСА «Траверс-1 П»
Наименование параметра	RSA-S	PCA-L
Несущая частота, ГГц; (длина волны, см)	3,28 (9,14)	1,28 (23,4)
Поляризация	ГГ или ВВ	ГГ или ВВ
Угол наблюдения, град.	38	38
Полоса съемки, км	50	50
Разрешающая способность, м	70	100
Ширина спектра Л НМ сигнала, МГц	20	20
Частота повторения импульсов, Гц	2950	3000
Скорость формирования информационного потока, Мбит/с	16	16
Длительность импульсов зондирующего сигнала, мкс	30	30
Полоса обзора при съемке, км	120	120
Размер антенны, совмещенной для двух диапазонов, м	6x3	
Радиосигнал с ФКМ со спец, кодом		
ставе 50 приборов, включая холодный резерв с общей мас-
сой 320 кг. Кроме научных приборов, в состав РСА входила
раскладная зеркальная антенна ТКСА-6П оригинальной
конструкции с размером зеркала антенны 6x3м.
Аппаратура РСА двух диапазонов была смонтирована
на модуле «Природа» на Земле у заказчика, где прошла
полный цикл наземных испытаний совместно с система-
ми КА. На технической позиции перед стартом КА были
проведены заключительные испытания. Научный модуль
«Природа» был подстыкован к российской орбитальной
станции «Мир» в апреле 1996 г.
В целях уменьшения энергетических потерь в цепях
передающего тракта РСА в монтажной схеме модуля «При-
рода» усилитель мощности S-диапазона на ЛЕВ был рас-
положен на антенной системе в открытом космосе с допу-
стимой температурой окружающей среды не ниже -70 °C.
Поскольку заказчик гарантировал обеспечить указанный
температурный режим в процессе полета модуля «Приро-
да» в течение не более 10 суток, была предусмотрена си-
стема подогрева.
Задачей станции «Мир» с научным модулем «Приро-
да» было проведение дистанционного зондирования раз-
личных районов поверхности Земли в разных волновых
диапазонах и накопление данных для их систематического
научного анализа. Двухчастотный и двухполяризационный
РСА был предназначен для анализа типов и состояния по-
крова Земли, измерения влажности почв, топографической
съемки поверхности, определения структуры снежного и
ледового покровов.
Передача и прием научной информации осуществлялись
через радиолинию БИСУ-П. Обработка полученной информа-
ции производилась ФИРЭ АН. Исследования по программе
«Природа» осуществлялись в рамках международной коо-
перации научно-исследовательских институтов СССР, Герма-
нии, Болгарии, Польши и др.
Научным руководителем проекта «Природа» был
Н.А.Арманд - заместитель генерального директора ФИРЭ
АН. Научно-техническое руководство разработкой РСА
«Траверс-1 П» осуществляли С.М.Попов и П.А.Жердев. Ве-
дущие разработчики РСА - старшие научные сотрудники
А.Б.Соколов, Н.М.Фейзулла, Н.Е.Бабарин, Г.А.Подопригора,
Ю.А.Зыченков.
Станция приема сигналов и формирования
изображений по высокоскоростному потоку
информации с помощью РСА ERS-1, ERS-2
С целью накопления опыта по приему высокоскоростных
потоков информации космических РСА с высоким разреше-
нием при наземной обработке и формировании по ним изо-
бражений в соответствии с совместной программой Россий-
ского космического агентства и Европейского космического
агентства на территории ЦКС «Медвежьи Озера» по иници-
ативе ЕКА силами ОКБ МЭИ в 1999 г. был введен в строй
опытный образец станции приема, обработки и формирова-
ния изображений по высокоскоростному потоку информации
с РСА КА серий ERS и ENVISAT. Станция работала в ЦКС в
Х-диапазоне и обеспечивала прием, запись и обработку ско-
ростных потоков информации до 110 Мбит/с с формировани-
ем изображений с разрешением 25 м. По планам ЕКА, после
завершения испытаний опытного образца станцию необхо-
димо было перебазировать в район г. Тикси для совместной
штатной эксплуатации европейской и российской сторонами.
При этом российская сторона могла заказывать съемку своей
459
АО «ОКБ МЭИ»
Антенна ТКСА-6П с передатчиком S-диапазона
двухчастотного (-S и -L) РСА «Траверс-1 П»
на борту научного модуля «Природа» ДОС «Мир»
территории с КА ERS бесплатно. Такое решение обосновыва-
лось европейской стороной необходимостью «закрыть» уча-
сток Северного морского пути в районе г. Тикси, находящего-
ся вне зоны видимости европейскими приемными станциями
в Норвегии и на Аляске. В состав станции входили антенный
пост с антенной ТНА-9 и система программного наведения,
вычислительный комплекс для управления антенной, мало-
шумящее приемное устройство, демодулятор информацион-
ного сигнала, компьютер с оперативной памятью 256 Мбайт,
устройство регистрации цифрового потока, устройство кали-
бровки и печати изображений.
Станцией было проведено большое количество экспери-
ментальных сеансов съемки и обработки данных с визуализа-
цией изображений РСА ERS ряда регионов Земли от Баренцева
и Карского морей до Черного, Каспийского и Средиземного
морей, ряда регионов России, сопредельных территорий в раз-
ные времена года. Результаты экспериментальных съемок
представлялись операторами в ЕКА, где были одобрены с тре-
бованием последующего перебазирования станции в г. Тикси.
Однако российская сторона посчитала целесообразным пере-
Фрагмент изображения в заливе у Новороссийска,
полученный с ЦКС «Медвежьи Озера» комплексом приема и
обработки информации с КА ERS-2
Объемное изображение ЭПР эталонных антенн. Съемка РСА
cKAERS-2
базировать ее в Москву (Отрадное). Что и было исполнено без
одобрения заказчика ЕКА, правда, без положительных послед-
ствий заявленных намерений. Неофициально была известна
точка зрения ЕКА: «...им была нужна станция в Тикси, но не
в Москве».
Последующие корабли ERS с РСА с целью закрытия
указанного участка северной территории России укомплек-
товывались бортовыми ЗУ с большим объемом памяти.
В результате была упущена возможность бесплатного опе-
ративного получения снимков с КА ERS по заявкам россий-
ской стороны.
Руководители работы - М.Н.Мешков и П АЖердев. Участ-
ники работы - А.Б.Соколов, ГАПодопригора, С.С.Орехов,
А.Н.Графов, Н.Ф.Калюжный; от ФИРЭ АН - А.И.Захаров.
Радиополигон для калибровки и измерения
параметров радиолокаторов с синтезированной
апертурой антенны
Радиополигон для калибровки и измерения параметров
радиолокаторов с синтезированной апертурой антенны
создан в ОКБ МЭИ в 1990-е гг. в ЦКС ОКБ МЭИ «Медвежьи
Озера».
Радиополигон был развернут на базе радиотехнических
средств ЦКС «Медвежьи Озера» путем использования эффек-
тивных поверхностей рассеяния наземных эталонных отража-
телей, как установленных специально, так и с использованием
многочисленных зеркальных антенн разных диаметров, функ-
ционирующих в ЦКС в составе различных радиотехнических
систем. Эти антенны использовались с небольшой доработкой
для обеспечения необходимых радиометрических, интерферо-
метрических и поляризационных характеристик. Компактное
расположение большой группы антенн различных диаметров
позволило сформировать эталонные ЭПР в широком диапазоне
до 100 дБм2 с высокой точностью - до 0,3 дБ.
Радиополигон позволяет решать следующие задачи:
-	калибровка качественных характеристик РСА с по-
мощью высокостабильных средств в режимах радиоме-
трических, поляриметрических и интерферометрических
измерений;
460
Глава 20
Эталонная антенна на базе антенны ТНА-9
поляриметрической калибровки
-	измерение параметров РСА при штатной эксплуатации;
-	измерение диаграмм направленности бортовых си-
стем РСА;
-	комплексная проверка бортового и наземного комплек-
сов ДЗЗ;
-	траекторные измерения КА ДЗЗ на пролетных орби-
тах.
В настоящее время радиополигон располагает 15 эта-
лонными целями, реализованными как на основе парабо-
лических зеркальных антенн ЦКС, так и с использованием
большой группы специальных уголковых отражателей
различных размеров. В состав средств полигона входят
также активный калибратор-ответчик и радиосистема
контроля характеристик РСА, находящихся на орбитах.
В используемых параболических антеннах проведена не-
большая доработка конструкции: в фокальной области
введены пассивные переотражатели специальной формы,
не влияющие на характеристики используемых антенн.
Схема расположения калибровочных средств РСА в ЦКС ОКБ МЭИ «Медвежьи Озера»: 1—5,11 - зеркальные антенны диа-
метром 5 м; 6-10 - зеркальные антенны диаметром 2,5 м; 12 - зеркальная антенна диаметром 12 м; 13,14 - уголковые
отражатели с размером ребра 1,5 м; 15 - антенне измерительные средства и активный
калибратор (transponder); 16 - техническое здание с контрольно-измерительными средствами
461
АО «ОКБ МЭИ»
Табл. 2
Калибровочные сеансы, выполненные различными КА и РСА
КА	РСА	Частота, МГц	Страна	Вид работ
«Метеор-МЗ»	«Северянин»	9623,275	Россия	По планам ВНИИЭМ
ALOS	PALSAR	1277	Япония	По запросам
ERS-2	ERS-2	5357	ЕКА	ЕКА
Envisat	Envisat	5357	ЕКА	ЕКА
«Ресурс-01»	«Траверс-01»	3200±30	Россия	По планам ВНИИЭМ
«Кондор-Э»	РСА	3200±100	Россия (НПОмаш)	Антенна, СВЧ-тракт
Методика измерений отрабатывалась в экспериментах
1999-2003 гг. на европейских спутниковых РСА на КА ERS-1
и ERS (30 сеансов с различными калибровочными «сценари-
ями»). Каждый «сценарий» формировался из группы антен-
ных систем.
Калибровочные и измерительные сеансы полигон может
обеспечивать во всех диапазонах частот, разрешенных для
использования при ДЗЗ:
-	в диапазоне X - 8-12,5 ГГц;
-	в диапазоне С 4 - 8 ГГц;
-	в диапазоне L -1-2 ГГц;
-	в диапазоне Р - 0,3-1 ГГц;
-	в диапазоне X - 8-12,5 ГГц.
С помощью радиополигона ЦКС «Медвежьи Озера» была
также проведена калибровка японского РСА Palsar на КА Alos
в 2000-2003 гг. (100 сеансов калибровки). Успешно проведе-
ны работы в 2010 г. по измерению параметров РСА «Северя-
нин» на КА «Метеор-ЗМ».
Руководство всеми работами по разработке и эксплу-
атации радиолинии в ОКБ МЭИ и ЦКС «Медвежьи Озера»
осуществлял ПАЖердев. Основные участники работ -
А.Б.Соколов, А.В.Лаврухин, ГАПодопригора, П.П.Корсаков.
Большую помощь в реализации радиолинии оказал Фрязин-
ский филиал ИРЭ АН (Н.П.Арманд, А.И.Захаров).
Радиотелеметрический комплекс «Орбита-ТМ»
Радиотелеметрический комплекс «Орбита-ТМ» (пер-
воначальное название «Орбита») создавался в ОКБ МЭИ
с 1960 г. по техническому заданию С.П.Королева. Это была
первая отечественная цифровая радиотехническая систе-
ма, по всем техническим характеристикам превосходив-
шая все отечественные и зарубежные системы радиотеле-
метрии. Ее пропускная способность превышала 1 Мбит/с,
погрешность не превышала 0,2 %. Используемый в систе-
ме метод фазовой манипуляции на обеспечивал высокую
помехоустойчивость, близкую к потенциальной.
Мобильный вариант
Многоцелевая радиотелеметрическая система «Орбита ТМ» второго
поколения. Общий вид приемно-регистрирующая станция НТК-2
462
Глава 20
Бортовая аппаратура системы «Орбита-IV»
Первоначально предусматривалось использование систе-
мы «Орбита-ТМ» на ракете Н1. В комплекс «Орбита-ТМ» для
ракеты Н1 входили два комплекта станции под названием
«Трос», антенна ТНА-57, бортовое устройство с передатчика-
ми в метровом, сантиметровом и миллиметровом диапазо-
нах, открытые регистраторы и индикатор. В состав комплекса
входила также система обработки телеметрических данных.
Комплекс «Орбита-ТМ» был использован при двух последних
попытках запуска ракеты Н1, окончившихся, как известно, ава-
рией. Работы по комплексу Н1 были прекращены.
Использование системы «Орбита-ТМ» на других космиче-
ских объектах и их носителях из ведомственных соображений
не было допущено Министерством общего машиностроения.
Однако другую позицию заняло Министерство авиационной
промышленности. Система «Орбита-ТМ» была применена
для отработки противоракеты ПРС-1 главного конструктора
А.В.Стешкова.
Далее система «Орбита» стала основным средством
телеизмерений на индийских ИСЗ «Ариабата» и «Бхаска-
ра», на ракетах ПРО главного конструктора П.Д.Грушина, на
ряде крылатых ракет главных конструкторов Л.В.Люльева и
И.С.Селезнева.
Серийное изготовление бортовой аппаратуры комплекса
«Орбита-ТМ» было поручено Рыбинскому заводу приборо-
строения, а наземной аппаратуры - Львовскому заводу «Ми-
кроприбор». Однако ведомственная позиция Министерства
общего машиностроения препятствовала, по-прежнему, ис-
пользованию комплекса «Орбита-ТМ» на космических аппа-
ратах и их носителях. Прорыв этой «блокады» стал возможен
только после распада СССР. К этому времени в ОКБ МЭИ был
создан новый вариант бортовой аппаратуры комплекса - си-
стема «Орбита-IV».
Система «Орбита-IV» была использована на спутниках
связи «Ямал». Ее модернизированный вариант «Орбита-
IV МО» успешно применяется на боевых ракетах дальнего
действия «Булава», «Тополь-М», «Ярс». Специальный вари-
ант бортовой аппаратуры «Орбита-IV AHS» используется на
мощном носителе космических аппаратов «Ангара».
Аппаратура телеметрической системы «Орбита-IV МО»
задумывалась и разрабатывалась аналогично детскому кон-
структору, т. е. как набор приборов («кубиков») унифициро-
ванной конструкции, каждый из которых является функци-
ональным изделием. Из этих «кубиков» монтируются блоки,
называемые модулями, для решения задач сбора телеметриче-
ской информации в местах локальной группировки датчиков,
преобразования ее в цифровой вид и передачи обработанной
информации по двум линиям (прямая и обратная) на централь-
ный блок синхронизации распределения запросов и формиро-
вания выходного телеметрического сигнала.
«Орбита IVAHS» является одним из вариантов телеметри-
ческой системы на базе аппаратуры «Орбита-IV МО». Учиты-
вая модульный принцип PH «Ангара-А5», при разработке для
нее системы измерений для каждой ступени PH «Ангара» и
для каждого из блоков модуля PH была разработана своя
телеметрическая система. Всего на изделии «Ангара-5» уста-
новлено 6 независимых телеметрических систем. Каждая из
систем имеет информативность 3,14 Мбит/с.
В настоящее время система «Орбита-ТМ» (бортовая си-
стема «Орбита-IV») используется на изделиях «Штиль 2-1»,
«Космос-ЗМ», «Ангара», а также в новых изделиях МКБ «Но-
ватор», (ЗМ14, ЗМ54, 9М728, 9М82), МКБ «Факел» (40н6,
9м96), ОКБ «Радуга» (9-А-235, 59МК). Бортовая аппаратура
«Орбита-IV МО» серийно выпускается АО «Ижевский радио-
завод». Аппаратура позволяет расширить функциональные
возможности путем введения по требованиям заказчика
приборов сбора информации (GPS, ГЛОНАСС), обеспечения
пакетной передачи данных и т. п. функций без изменения
структуры кадра и построения системы.
В 2001 г. Космические войска и Роскосмос объявили
Бортовая аппаратура спутника
связи «Ямал»
Комплексная станция МПРС
минимального состава
конкурс на создание унифицированной при-
емно-регистрирующей радиотелеметриче-
ской станции, обеспечивающей прием ТМИ
всех отечественных систем - «Орбита-ТМ»,
РТС-9Ц, БИТС-2Ц, БИТС-2Т, БАТС-2Т, СКУТ-
320, СКУТ-640, РТС-9ВИМ, «Трал», - которая
должна заменить парк станций ПРА-МК, МА-9
МКТМ.
ОКБ МЭИ выиграло конкурс у соиска-
телей РНИИ КП, НПО ИТ, предложив тех-
нические решения на основе последних до-
стижений науки и вычислительной техники,
реализовав в представленном конкурсной
комиссии экспериментальном образце стан-
ции цифровую обработку высокочастотных
сигналов МПРС.
463
АО «ОКБ МЭИ»
Многоцелевая радиотелеметрическая система «Орбита-ТМ»
третьего поколения. Приемно-регистрирующая станция
МПРС полного состава. Принимает сигналы всех
отечественныхрадиотелеметрических систем («Орбита-ТМ»,
БРС-4, РТС-9Ц, БИТС-2, БИТС-2Т, «Пирит», «Трал» и др.),
а также обеспечивает работу
в международных стандартах CCSDS и IRIG.
Информативность -до 3,14 млндв. едУс
Созданная по ПЗ на ОКР «Разработка унифицированной
малогабаритной телеметрической станции с антенной систе-
мой» станция МПРС 14Б325 обеспечивает прием всех систем
на всех информативностях в метровом и дециметровом диа-
пазонах волн, успешно прошла межведомственные испытания
и приказом Министерства обороны РФ № 162 от 25 апреля
2007 г. принята на снабжение Вооруженных Сил РФ. Станцию
серийно выпускает с 2005 г. АО «Ижевский мотозавод «Акси-
он-Холдинг». Изготовлено и введено в эксплуатацию на ИП
(включая 2010 г.) более двух сотен станций, в т. ч. на космо-
дромах Байконур и Плесецк.
Станция МПРС при доработке программного обеспечения
может обеспечить прием ТМИ отечественных систем другой
структуры, например, РТСЦМ-1, или зарубежных телеметри-
ческих систем. В настоящее время ОКБ МЭИ, изучив опыт
эксплуатации станций МПРС, проводит работы по повыше-
нию ее помехоустойчивости путем подавления цифровым
способом помех, лежащих вне полосы сигнала, вблизи ее
границ или лежащих в произвольных участках спектра при-
нимаемой смеси сигнала и помех.
В соответствии с ТЗ на ОКР «Разработка унифицирован-
ной малогабаритной телеметрической станции с антенной си-
стемой», ОКБ МЭИ после уточнения требований разработало
мобильную антенную систему МАС-3. Отличительной осо-
бенностью МАС-3 является малая масса ее составных частей
(не более 45 кг), которые могут транспортироваться в виде
ручной клади и монтироваться на месте применения за 5-7 ч
двумя специалистами. МАС-3 выполнена по зеркальной схеме,
диаметр зеркала - 3 м, имеет азимутальный и угломестный
приводы, скорость поворота при ручном или программном
управлении - до 20 град/с, обеспечивает прием ТМИ в М1-,
М2-, МЗ-, Д1-, Д2-, Д4-диапазонах длин волн. МАС-3 прошла
межведомственные испытания. МАС-3 в составе двух подвиж-
ных измерительных пунктов ВПК «НПО машиностроения» и
транспортно-операторского контейнера АО «НПО ИТ» хорошо
показала себя в 2010 г. в полигонных испытаниях при приеме
телеметрической информации с PH РК20Б, МКС, индийских
КА. После определенной доработки конструкции МАС-3 нашла
свое применение как стационарная антенна для приема ТМИ
на стартовой площадке PH «Зенит-М» Космического центра
«Южный», г. Байконур.
В настоящее время ОКБ МЭИ ведет работы по увеличе-
нию эффективной поверхности МАС-3 путем увеличения ди-
аметра зеркала до 3,7 м, что позволит довести эффективную
поверхность до 5 м2; разработана станция МПРС-ПМ.
Станция принимает ТМИ от бортовой аппаратуры всех
перечисленных отечественных телеметрических систем
с возможностью доработки для приема других систем, в т. ч.
в стандарте CCSDS, только программным способом, не за-
трагивая аппаратную часть. Станция обеспечивает оптималь-
ный алгоритм цифровой обработки сигнала с фильтрацией и
адаптивным подавлением помех. Станция имеет встроенный
спектроанализатор для оценки помеховой обстановки в рай-
оне приема сигнала, регистрирует на винчестер ТМИ и ото-
бражает ее на мониторе в виде гистограмм, «бегущих» гра-
фиков с временной шкалой, таблиц.
Инициатором работ по системе «Орбита-ТМ» в ОКБ МЭИ
был К.А.Победоносцев, создавший в 1959 г. в ОКБ МЭИ т. н.
Клуб любителей двоичного кода. Первыми руководителями
разработки были КАПобедоносцев, С.М.Попов и М.З.Новиков.
В дальнейшем в ОКБ МЭИ вырос мощный коллектив разра-
ботчиков этого комплекса. Разработчиками бортовой аппа-
ратуры были С.Н.Недошивин, ЭАЦвелев, А.Я.Грабовщинер,
Е.Н.Шильников, НАТерлецкий, Л.А.Цурюпа, Л.Е.Горбатюк,
В.И.Грепов, В.В.Безухов, Л АБукин. Разработчиками наземной
аппаратуры были А.Н.Черноплеков, А.В.Степин, ВАКорсаков,
Ю.П.Пятошин, Г.Н.Богарсуков, ЮДСмолянников,
ВАВяземский, А.Н.Анохин, В.И.Серов, Н.Н.Ходнев, А.И.Ураев,
С.Я.Сапельников, В.В.Атоманов, С.Е.Варивода.
Работа коллектива ОКБ МЭИ по созданию комплекса
«Орбита-ТМ» была высоко оценена Правительством СССР. Боль-
шое число ее участников было награждено орденами и медаля-
ми СССР. КАПобедоносцеву была присуждена Государственная
премия СССР. Ему и Г.Н.Богарсукову было присвоено звание
«Заслуженный машиностроитель СССР». Орденами России
были награждены А.Н.Черноплеков, С.Н.Недошивин, С.М.Попов,
А.В.Степин.
Телеметрическая станция МПРС-ПМ
464
Глава 20
Мобильная антенная система МАС-3
Системы управления космическими аппаратами
В течение последних лет в ОКБ МЭИ создан ряд систем
управления космическими аппаратами различного назначе-
ния. К научным космическим программам Федерального кос-
мического агентства относится запуск группировки из двух
пар похожих спутников «Резонанс», предназначенных для
исследования взаимодействия волн и частиц во внутренней
магнитосфере Земли. Управлять этими спутниками может
наземная станция «Спектр-Х», созданная в 2011 г. по тех-
ническому заданию НПО им. С.АЛавочкина на базе антенны
ТНА-57 с диаметром зеркала 12 м и расположенная на пункте
ОКБ МЭИ «Медвежьи Озера». НС «Спектр-Х» предназначена
для управления космическими аппаратами в диапазоне даль-
ностей от 200 км до 2 млн км. Для этой цели в состав станции
включен резервированный усилитель с регулируемой выход-
ной мощностью от 20 Вт до 5 кВт.
Станция будет обеспечивать управление КА «Спектр-УФ»,
«Спектр-РГ», программы исследования Луны, группировкой
спутников «Резонанс», которые в коллективной работе будут
исследовать физические процессы, проходящие в магнитос-
фере, в частности, механизмы по образованию сияний, по-
ведение плазмы и др.
Технические характеристики наземной станции
«Спектр-Х» соответствуют рекомендациям CCSDS и стандар-
там ЕКА, что позволяет использовать ее также и для управле-
ния большинством действующих и перспективных зарубеж-
ных космических аппаратов.
Для повышения надежности управления КА при исполь-
зовании НС «Спектр-Х» разработан и реализован резервный
вариант управления с использованием системы аппаратно-
программного комплекса приема, формирования, обработки
сигнала «Фобос-Грунт» (АПК ПФОС ФГ) из состава назем-
ной станции «Спектр-Х», а средства обработки и формиро-
вания сигналов (система АПК ПФОС ФГ) - из состава НРТК
«Кобальт-М-ФГ».
Принимаемый и передаваемый сигналы на промежуточ-
ной частоте преобразуются в оптические сигналы и через
465
АО «ОКБ МЭИ»
оптоволоконный кабель передаются от здания с антенной
ТНА-57 в здание НРТК «Кобальт-М-ФГ».
Уникальной разработкой АО «ОКБ МЭИ» является мини-
атюрный бортовой радиокомплекс нового поколения, рабо-
тающий в S-диапазоне частот (2 ГГц) и предназначенный для
обеспечения управления космическими аппаратами различ-
ного назначения ближнего и среднего космоса, а также для
передачи на Землю научной и служебной телеметрической
информации.
БРК совместно с наземным комплексом управления обе-
спечивает:
-	передачу с Земли на КА командно-программной инфор-
мации со скоростями от 8 бит/с до 256 Кбит/с;
-	передачу с КА на Землю телеметрической (научной
и служебной) информации со скоростями от 1 Кбит/с до
4 Мбит/с;
-	измерение радиальной скорости КА и наклонной даль-
ности до КА с погрешностями (а) 1 мм/с и 5 м соответственно;
-	выдачу в системы КА разовых команд (16 команд) в виде
замыкания электронных ключей, коммутирующих первичное
питание.
Обмен информацией с системами КА осуществляется
по интерфейсам Space Wire и RS-485. Структура сигналов
в радиолиниях и технические характеристики БРК МКА соот-
ветствуют требованиям международных стандартов (CCSDS
и ECSS).
Схемные решения позволяют в режиме полета изме-
нять вид и индекс модуляции передаваемого радиосигна-
ла, скорость передачи, вид кодирования. Масса полностью
дублированного комплекта БРК равна 1,7 кг, размеры -
246 х 140x47 мм.
В настоящее время БРК выполнен на базе ЭРИ индустри-
ального исполнения. Такой сравнительно дешевый вариант БРК
должен иметь свою нишу, например, для низкоорбитальных КА
или КА на геостационарных орбитах. Его технические и эксплуа-
тационные характеристики позволяют устанавливать его как на
больших, так и на малых КА, включая микроспутники.
Разработаны модификации БРК с выходной мощностью
передатчика 2, 5, 10 Вт и с различным количеством разо-
вых команд. В настоящее время ведется разработка БРК на
основе радиационно стойких ЭРИ исполнения Space и Mili-
tary, в частности, для высокоэллиптических КА («Резонанс»).
Ведется также разработка БРК, работающего в Х-диапазоне
(7/8 ГГц), в т. ч. для передачи телеметрии со скоростями до
1 Гбит/с.
В соответствии с Федеральной космической програм-
мой России на 2006-2015 гг. под руководством Роскосмоса
создается наземный автоматизированный комплекс управ-
ления космическими аппаратами. На первом этапе работ
на территории ЦКС «Медвежьи Озера» проводится модер-
низация и вводятся в эксплуатацию основные технические
средства Западного командно-измерительного пункта,
входящего в состав НАКУ, для реализации первоочередных
космических программ.
Основу командно-измерительных средств составят КИС
«Клен» (разработки АО «Российские космические систе-
мы») и «Компарус» (разработки АО «НИИ ТП») различных
модификаций, телеметрические малогабаритные приемно-
регистрирующие станции с антенными системами МАС-3
(разработки АО «ОКБ МЭИ»), КИСы, созданные АО «ОКБ
МЭИ» на основе доработанных и модернизированных ан-
тенных систем ТНА-57, ТНА-9, функционирующих на поли-
гоне Медвежьи Озера и ранее решавших задачи по управ-
лению различными КА.
Наземными станциями НИИ ТЦ «ЦКС ОКБ МЭИ «Мед-
вежьи Озера» взят на управление 4-й КА «Луч-5Б». КИС
«Клен-М» обеспечивает прием телеметрии, передачу ко-
Антенная система ТНА-1500 на территории
НИИ ТЦ «Медвежьи Озера»
466
Глава 20
манд и радиоконтроль орбиты КА «Луч-5Б». Корреляцион-
но-фазовый пеленгатор «Ритм» обеспечивал траекторные
измерения разгонного блока «Бриз-М» на этапе вывода и
предоставляет данные для определения параметров орби-
ты КА «Луч-5Б».
Для измерения текущих навигационных параметров
полета ракет-носителей, разгонных блоков, КА на круго-
вых, эллиптических и геостационарных орбитах в состав
средств Западного КИП наряду с корреляционно фазовым
пеленгатором «Ритм», находящимся в штатной эксплуата-
ции, закончено строительство и вводится в эксплуатацию
КФП нового поколения «Ритм-М» с улучшенными ТТХ,
разработанный АО «ОКБ МЭИ» по специальному заданию
Роскосмоса.
Для управления МКА ФКИ проведена модернизация АС
ТНА-57 командно-измерительного пункта на территории НИИ
ТЦ «ЦКС ОКБ МЭИ «Медвежьи Озера». Полученная в резуль-
тате модернизации станция управления КА в S-диапазоне
соответствует рекомендациям международных стандартов
CCSDS. В июле 2012 г. станцией принят на управление КА
МКА-ФКИ ПН1, входящий в состав космического комплекса
малых КА для фундаментальных космических исследований.
На настоящий момент уже получены данные измерения пара-
метров орбиты и телеметрическая информация. Все работает
в штатном режиме.
На КА МКА-ФКИ ПН1 установлен бортовой радиоком-
плекс управления, разработанный АО «ОКБ МЭИ» и предна-
значенный для реализации на малоразмерных КА функций
приема командной информации, передачи телеметрической
информации и обеспечения траекторных измерений.
По техническому заданию НПО им. С.АЛавочкина на пун-
кте «Медвежьи Озера» создана наземная станция «Спектр-Х»
на базе антенны ТНА-57 с диаметром зеркала 12 м, предна-
значенная для управления различными космическими аппа-
ратами, оборудованными бортовыми радиосистемами, рабо-
тающими в Х-диапазоне радиочастот.
Для реализации научных программ освоения дальнего
космоса специалистами АО «ОКБ МЭИ» проведена модерни-
зация антенной системы ТНА-1500 с диаметром зеркала 64 м.
Созданный на базе АС ТНА-1500 комплекс «Кобальт-М» будет
использоваться для управления КА в дальнем космосе и при-
ема с них целевой и телеметрической информации. С учетом
Руководители ОКБ МЭИ
необходимости одновременного обеспечения нескольких
космических программ для АС ТНА-1500 разработана много-
рупорная система облучателей, устройство цифрового управ-
ления приводом АС и контррефлектором, программно-аппа-
ратный комплекс управления и системы переключения, что
позволяет выполнить необходимые переключения приемо-
передающих трактов, работающих в S-, С- и Х-диапазонах,
с одного КА на другой в течение 10-20 с.
Основные технические характеристики модернизирован-
ного комплекса соответствуют рекомендациям международ-
ных стандартов (CCSDS) и не уступают по техническим харак-
теристикам комплексам дальней космической связи НАСА.
На базе антенной системы ТНА-1500 на самом высо-
ком научно-техническом уровне создана наземная станция.
В настоящее время на станции идут регулярные сеансы
управления КА «Спектр-Р». С филиала НИИТЦ «ЦКС ОКБ
МЭИ «Медвежьи Озера» ведется управление четырьмя кос-
мическими аппаратами: «Электро-Л», «Луч-5Б», «Клен-М»,
«МКА ФКИ ПН1».
В 2012 г. завершена модернизация радиотелескопа
ТНА-1500, расположенного в НИИЦ «ЦДКС ОКБ МЭИ «Каля-
зин», входящего также в состав Западного КИП. В процессе
переоснащения проведена тонкая юстировка зеркальной си-
стемы (0,7 мм), модернизированы механизмы опорно-пово-
ротного устройства, система наведения и система управления,
энергоснабжение, заменены все кабельные сети, все узлы
и устройства станции переведены на цифровое управление.
Проведена модернизация надзеркальной кабины, установлен
многодиапазонный облучатель с управляемым контррефлек-
тором. В настоящее время радиотелескоп готов для обеспе-
чения работ по научным программам в течение длительного
(15 лет) срока. Проведенная модернизация позволит продлить
эксплуатационный ресурс радиотелескопа.
Благодаря своей постоянной технической готовности,
высокой чувствительности, точности, надежности и эко-
номичности эксплуатации ТНА-1500 и пункты, на которых
они установлены, сегодня представляют собой основу за-
падного Российского пункта в составе наземного комплекса
управления космическими аппаратами в дальнем космосе
и образуют основные фрагменты Российской радиоинтер-
ферометрической наземной и наземно-космической сети со
сверхбольшими базами.

В.И.Котельников.
Дважды Герой Социалистического Труда. Инициатор создания и первый гл. конструктор Сек-
тора специальных работ ОНИР МЭИ (1947-1954 гг.). Академик АН СССР, вице-президент АН
СССР (1969-1988 гг.). Лауреат Ленинской премии, Государственной премии СССР (дважды)
467
АО «ОКБ МЭИ»
А.Ф.Богомолов.
Герой Социалистического Труда. Руководитель и гл. конструктор Сектора специальных работ
ОНИР МЭИ (1954-1958 гг.), директор и главный конструктор ОКБ МЭИ (1958-1988 гг.). Ака-
демик АН СССР и РАН. Лауреат Ленинской премии, Государственной премии СССР (дважды).
Заслуженный деятель науки и техники РСФСР
КАПобедоносцев.
Генеральный директор и главный конструктор ОКБ МЭИ (1988-2005 гг.). Лауреат Государ-
ственной премии СССР. Заслуженный машиностроитель РФ
и
Ю.Н.Бугаев.
И.о. генерального директора ОКБ МЭИ (2004-2005 гг.). С 2005 г. руководил работами по ла-
зерным системам в НИЧ МЭИ, на базе которого создал НПЦ в составе МЭИ; руководитель НПЦ
А.С.Чеботарев.
Генеральный директор АО «ОКБ МЭИ» (с 2005 г.). Д.т.н., профессор. Лауреат Государственной
премии РФ
468
ГЛАВА 21
Келл. а&п.
Создание и развитие наземного комплекса
управления космическими аппаратами
ФГУП «Космическая связь»
История создания и развития наземного комплекса
управления космическими аппаратами ФГУП «Космиче-
ская связь» началась в 2002 г. К этому времени возникла
реальная угроза потери Россией группировки КА связи и
вещания. Сроки активного существования практически
всех спутников связи подходили к концу. В этих усло-
виях было принято единственно верное решение о раз-
работке космических аппаратов связи нового поколения
«Экспресс-A» и «Экспресс-AM» с увеличенными до 7 и
12 лет САС соответственно.
Необходимость создания собственного НКУ ГПКС была
обусловлена несоответствием существующей системы управ-
ления перспективному составу орбитальной группировки
ФГУП «Космическая связь». Анализ существующей на то вре-
мя системы управления показал, что наземные технические
средства управления:
-	морально и физически устарели;
-	во многом функционально избыточны, т. к. создавались
как универсальные средства для управления всеми типами
спутников и обладают явно избыточными возможностями
для геостационарных КА связи;
-	дороги в эксплуатации;
-	не смотря на функциональную избыточность по ряду
параметров, не могут обеспечить выполнение задач управ-
ления новой ОГ КА ГПКС, требующей непрерывного приема
телеметрической информации от каждого спутника;
-	управление спутниками осуществлялось, по суще-
ству, через единственную земную станцию командно-из-
мерительной системы, выход которой из строя мог приве-
сти к потере управления спутниками, т. е. резервирования
системы управления фактически не было; в то же время
разрабатываемые спутники, обладая на порядок лучшими
удельными характеристиками и значительно большими
САС, имели и значительно большую стоимость по сравне-
нию со спутниками предыдущих поколений, поэтому по-
теря управления ими могла привести к катастрофическим
последствиям.
При этом ГПКС, являясь международным оператором
координирующим вопросы создания, ввода в эксплуатацию
и эксплуатацию национальных и зарубежных технических
средств спутниковой связи, не имел своего собственного на-
земного комплекса управления КА.
Концепция создания НКУ ГПКС предусматривала:
1.	Построение НКУ как сложной технической системы,
состоящей из комплекса взаимоувязанных и согласован-
ных между собой элементов, имеющих четкую иерархи-
ческую структуру, построенных по модульному принципу,
позволяющему наращивать возможности по управлению
перспективной группировкой КА путем введения в состав
НКУ дополнительных элементов (КИС, станций приема ТМИ),
а также дополнительных блоков в состав элементов НКУ без
конструктивных изменений находящихся в эксплуатации эле-
ментов НКУ и блоков в элементах НКУ.
2.	В интересах сокращения затрат, снижения техническо-
го риска и повышения надежности управления, разработка и
создание НКУ производились как на базе уже существующих
компонентов, так и на базе перспективных станций управле-
ния, станций приема ТМИ и фазовых пеленгаторов.
3.	Создание центра управления полетами (основного -
ЦУП и резервного - РЦУП) что должно было повысить на-
дежность управления и снизить эксплуатационные затраты.
Основной ЦУП было решено разместить в Москве, РЦУП -
в г. Железногорск Красноярского края, что позволило в мак-
симальной степени использовать интеллектуальный потен-
циал разработчика КА - НПО ПМ им. М.Ф.Решетнева (ныне
АО «Информационные спутниковые системы») при задей-
ствовании РЦУП.
4.	В ходе эксплуатации перспективной ОГ космических
469
ФГУП «Космическая связь»
аппаратов, имеющих САС 12 лет и более, может потребо-
ваться удержание и управление КА, находящихся в одной
орбитальной позиции (до четырех КА). Поэтому впервые
были предъявлены повышенные требования к точности
удержания КА на орбите ±0,05°, что не может быть обе-
спечено без высокоточного измерения координат КА. Учи-
тывая особенности КА «Экспресс-AM» (отсутствие датчи-
ков астронавигации), достижение точностей измерения
координат КА однопунктным методом выше ±0,1° пробле-
матично, особенно в крайних точках ГСО, где в принципе
невозможно использовать двухпунктный метод измере-
ния координат КА. Поэтому в состав НКУ были включены
корреляционно-фазовые пеленгаторы, позволяющие про-
изводить высокоточные угловые измерения координат КА.
5.	Элементы НКУ создавались в максимальной степени
автоматизированными. Впервые была поставлена и реше-
на задача создания составных частей НКУ, не требующих
постоянного присутствия обслуживающего персонала для
обеспечения функционирования элементов НКУ. Управле-
ние земными станциями (КИС, СП ТМИ и КФП) осущест-
влялось дистанционно по командам из ЦУП. В дальнейшем
данный подход получил свое распространение и в системах
управления, создаваемых в интересах других организаций
и ведомств.
Созданный в 2003 г. НКУ ГПКС имел в своем составе:
-	Центр управления полетом орбитальной группировкой
космических аппаратов ГП КС (г. Москва);
-	Резервный центр управления полетом, расположенный
в г. Железногорск Красноярского края;
-	ЗС КИС, обеспечивающие работу по управлению и из-
мерению текущих навигационных параметров КА ГПКС в ЦКС
«Дубна» и в ЦКС «Железногорск»;
-	станции постоянного приема телеметрической инфор-
мации с КА «Экспресс-AM» на Западной и Восточной дугах
обслуживания ГПКС;
-	корреляционно-фазовые пеленгаторы в ЦКС «Дуб-
на» и в ЦКС «Железногорск», предназначенные для высо-
коточного измерения угловых координат КА на ГСО, пере-
ЦУП на Шаболовке
Железногорск. ЦКС летом
Железногорск. ЦКС зимой
дающих телеметрическую информацию в С-диапазоне.
С учетом особенностей функционирования КА
«Экспресс-AM» (непрерывная передача ТМ-информации)
для каждого из них была построена индивидуальная станция
приема ТМИ. Таким образом, в ГПКС был впервые создан
НКУ, имеющий четкую иерархическую территориально раз-
несенную структуру, построенную по модульному принципу.
Впервые были созданы средства управления,
не требующие постоянного присутствия пер-
сонала и управляемые дистанционно по ко-
мандам из ЦУП.
Дальнейший качественный скачок разви-
тия НКУ ГПКС был обусловлен началом работ
по созданию КА «Экспресс-АМ4» в 2008 г. за-
рубежной разработки, завершившихся в 2011 г.
созданием и принятием в штатную эксплуатацию
соответствующего НКУ. Для работы с КА дан-
ного типа были созданы средства управления,
имеющие аппаратуру, работающую в междуна-
родных структурах сигналов CCSDS (Consultative
Committee for Space Data Systems - Международ-
ный консультативный комитет по космическим
системам передачи данных) в С-диапазоне.
Следующий шаг развития НКУ ГПКС был
обусловлен необходимостью обеспечения
управления новыми отечественными КА
«Экспресс-АМ5» и КА «Экспресс-АМб», спро-
470
Глава 21
вотированных на срок эксплуатации 15 лет и оснащенных
БА КИС с современными режимами работы. Это потребова-
ло доработки наземных станций СП ТМИ и КИС.
И, наконец, необходимость решения задачи управления
новыми отечественными КА непосредственного телевизион-
ного вещания «Экспресс-АН », «Экспресс-АТ2» и зарубежно-
го КА «Экспресс-АМУ1», работающих в Ku-диапазоне (DBS)
в международных структурах сигналов CCSDS, обусловили
создание соответствующего наземного комплекса управле-
ния-НКУ-АТ.
На сегодняшний день ГПКС располагает современным
наземным комплексом управления КА, обеспечивающим
управление КА на ГСО, имеющим командную радиолинию
в С- и Ku-диапазонах, работающим в российской и в между-
народной структурах сигналов CCSDS в различных режимах
функционирования.
В настоящее время в состав НКУ ГПКС входят:
3.	Уменьшить финансовые затраты на управление кос-
мическими аппаратами.
4.	Уменьшить технологические перерывы связи, вы-
званные отказами и неисправностями целевой нагрузки и
космических аппаратов.
5.	Повысить экономическую эффективность предпри-
ятия.
6.	Повысить авторитет ГПКС как национального и между-
народного оператора спутниковой связи.
7.	Предоставлять услуги по контролю, управлению и вы-
сокоточному определению координат спутников других опе-
раторов.
8.	Приобрести опыт, позволяющий создавать НКУ для
других (в т. ч. иностранных) заказчиков, что уже было реали-
зовано при создании НКУ для управления КА связи и вещания
Республики Казахстан.
-	ЦУП ГПКС, состоящий из ЦУП-АМ
(управление КА разработки АО «ИСС»
с командной радиолинией С-диапазона
), ЦУП-АМ4 (управление КА с командной
радиолинией С-диапазона в международ-
ных структурах сигнала CCSDS); ЦУП-АТ
(управление КА с командной радиолинией
Ku-диапазона в международных струк-
турах сигнала CCSDS); резервирование
управления осуществляется из соответ-
ствующих РЦУП-АМ и РЦУП-АТ ЦКС «Же-
лезногорск»;
-	земные станции командно-измери-
тельных систем, обеспечивающие управ-
ление и измерение параметров орбит КА
в ориентированных и неориентированных
режимах полета с командными радиоли-
ниями С-, Ки(СВЭ)-диапазонов, в открытых
и закрытых режимах работы; ЗС КИС раз-
мещены в ЦКС «Дубна», «Железногорск»,
«Хабаровск», «Сколково»;
-	земных станций непрерывного при-
ема телеметрической информации; стан-
ции размещены в ЦКС «Дубна», «Железно-
горск», «Хабаровск», «Сколково»;
-	корреляционно-фазовых пеленга-
торов, обеспечивающих высокоточные
измерения угловых координат КА, функ-
ционирующих в С- и Ки(СВЭ)-диапазонах;
КФП размещены в ЦКС «Дубна» и «Желез-
ногорск».
Создание и развитие НКУ ГПКС позво-
лило:
1. Повысить качество управления (на-
дежность, оперативность, своевременность
принятия решений и выдачи команд управ-
ления).
2. Получить ГПКС завершенную си-
стему управления КА (управление и кон-
троль как целевой нагрузкой, так и сами-
ми КА в полном объеме).
Дубна. ЦКС летом
Дубна. ЦКС зимой
471
ГЛАВА 22
Ш&ишб
ИПУ РАН
Работы по совершенствованию энергетических
характеристик жидкостных ракет-носителей
на основе терминальных систем управления
расходованием топлива
(от Р-7 до PH «Союз» и «Ангара»)
Истоки проблемы и первые системы управления
расходованием топлива (СОБ, СОБИС)
Проблема управления расходованием топлива и система
СОБ
В первые годы развития ракетной техники совершенство
ракеты как транспортного аппарата искали в повышении
энергетических характеристик топлива и эффективности ис-
пользования топлива двигателем, в облегчении конструкции
ракеты. Эти пути были известны и пионерам космонавтики
и ракетной техники, использовались при создании немецкой
ракеты А-4 и, с большим успехом, при построении ракет Р-1,
Р-2 и Р-5. При этом не обращалось серьезного внимания на
неполноту израсходования топлива из-за неизбежных воз-
мущений в полете. Неиспользованное топливо значительно
снижало энергетические характеристики ракеты. Правда,
изучались приемы, несколько снижающие неиспользуемые
остатки топлива. Обсуждается метод тарированных систем,
заключающийся в возможно более точной настройке двига-
тельной установки. Однако заправочное и полетное соотно-
шение компонентов зависят от случайных факторов, поэтому,
как отмечает автор, не удается все же выключить двигатель
без неиспользованных остатков. Известны также предложе-
ния заправлять баки с избытком горючего. Рассматривались и
чисто компоновочные предложения, направленные на сниже-
ние возмущений по расходованию топлива, и, следовательно,
предполагающие бо льшую полноту его использования.
Однако подобные предложения не решали полностью
проблемы. Нужно было искать что-то принципиально но-
вое, и это новое было найдено в использовании методов и
средств управления для решения проблемы.
Начала этой новации изложены в книге Б.Е.Чертока
«Ракеты и люди» в разделе, где автор описывает принципи-
ально новые проблемы, возникшие при разработке первой
межконтинентальной ракеты блочной компоновки. Одной из
них была необходимость синхронизации расхода компонен-
тов из всех боковых блоков при условии, что можно будет
управлять суммарным расходом и соотношением расходов
компонентов на каждом двигателе пакета. Цель такого управ-
ления - получить возможность использовать для улучшения
энергетических характеристик десятки тонн топлива, которое
могло бы остаться в баках ракеты к моменту выключения
двигателей при отсутствии парирования случайных возмуще-
ний средствами управления.
Итак, высказанная идея, ведущая, по-видимому, к разре-
шению указанной проблемы, требовала управления двигате-
лем, т. е. отклонения в полете указанных параметров ЖРД
от номинальных значений, тщательно настраиваемых при
выпуске товарного двигателя. Некоторым это казалось ри-
скованным, но последователи идеи улучшения характеристик
ракеты путем управления двигателем настаивали на реали-
зации этой идеи. Осторожным участникам дискуссии при-
шлось согласиться, в принципе, с допустимостью управлять
режимами ЖРД, но были наложены ограничения на скорость
изменения давления в камере сгорания - она не должна была
превышать десятых долей процента от номинала в секунду.
В условиях этих ограничений и при полном отсутствии
прототипов систем управления расходованием топлива были
начаты работы по изысканию рациональных методов и алго-
ритмов управления и принципов построения измерительных
и исполнительных элементов системы. Ввиду новизны и нау-
коемкое™ разработки С.П.Королевым к работам был привле-
чен ряд научных и промышленных организаций. Институту
автоматики и телемеханики АН СССР были поручены иссле-
472
Глава 22
,'Т
дования принципов построения
и алгоритмов управления рас-
ходованием топлива, модели-
рование динамики и точности
системы, а также исследование
ЖРД как объекта управления.
Научным руководителем работ
был Б.Н.Петров.
Для разработки принци-
пов аппаратной реализации и
изготовления опытных образ-
цов системы было привлече-
Б Н.Петров.	но 0кб--|2 МАП, руководимое
Академик РАН А.С.Абрамовым и имеющее по-
ложительный опыт в создании
авиационных приборов и электронных автоматических регуля-
торов. Ведущим в работах по системам регулирования опорож-
нения баков в ОКБ-12 был Г.С.Маслов. Отделение прикладной
математики АН СССР, руководимое М.В.Келдышем, взяло на
себя исследование колебаний жидких компонентов в баках ле-
тящей ракеты и поиск методов фильтрации этих колебаний при
измерении запасов компонентов в баках. Научным руководите-
лем этих работ был Д.Е.Охоцимский.
Для решения одной из наиболее сложных задач при соз-
дании СОБ - измерения запасов компонентов в баках - был
организован в 1952-1954 гг. широкий поиск принципов по-
строения датчиков, в котором участвовали ОКБ Королева,
ИАТАН, ОКБ-12, Акустический институт АН СССР и ряд других
организаций.
Остановились на выборе дискретных емкостных дат-
чиков уровня, которые и были разработаны в ОКБ Королева
К.И.Марксом под руководством Б.Е.Чертока. В этом же ОКБ
были разработаны приводы СОБ и первые образцы дроссе-
лей - регулирующих органов системы.
Для опробования новых принципов и систем в летных ус-
ловиях С.П.Королев использовал ракеты средней дальности
Р-5М, переоборудованные для испытаний систем СОБ, РКС, НС
и БС. Ракета-лаборатория получила название М5-РД. В Загор-
ске в филиале № 2 НИИ-88 была построена экспериментальная
установка Т1-ЗБ с холодным сливом компонента из натурного
бака ракеты Р-5 и стенд испытаний ракеты М5-РД.
Опытно-конструкторские работы велись по постановле-
нию Совета Министров СССР № 956-408 от 20 мая 1954 г.,
а научно-исследовательские работы - по постановлению Со-
вета Министров СССР № 1281-573 от 28 июня 1954 г.
Система СОБ была построена как пропорциональный
регулятор коэффициента соотношения, имеющий чув-
ствительными элементами турбинные расходомеры ДСИ.
Для коррекции накапливающихся погрешностей расходо-
меров и парирования начального рассогласования уров-
ней служило корректирующее устройство, получающее
информацию от емкостных дискретных датчиков уровня,
имеющих по 32 чувствительных точки и работающих в ре-
жиме с широтной модуляцией сигнала. Коррекция имела
пропорциональный характер и реализовывалась в емкост-
ном корректирующем устройстве. Выбором параметров
регулятора удалось получить приемлемую статистическую
погрешность.
Для изыскания способа снижения влияния на точность
измерения колебаний в полете зеркала жидкости в баках
пришлось выполнить большой цикл исследований по анали-
зу движений жидкости в баках летящей ракеты, по поиску ме-
тода фильтрации колебаний и по проектированию гидроме-
ханического фильтра, названного успокоителем колебаний.
Исполнительный механизм СОБ перемещал дроссель
в магистрали горючего, изменяя коэффициент соотно-
шения компонентов. Исследования и электронное моде-
лирование СОБ, выполненные в ИАТАН под руководством
Ю.П.Портнова-Соколова при активном участии В.Н.Маркова
и А.Н.Чацкина, позволили выбрать характеристики кор-
ректирующего устройства, параметры электропривода,
оценить влияние различных возмущений и инструменталь-
ных погрешностей, снять автоколебания в расходомерном
контуре и т. п. Были получены ожидаемые при имеющих-
ся исходных данных значения конечного рассогласования
уровней и текущие значения коэффициента соотношения.
Было показано влияние погрешностей в расстановке изме-
рительных точек дискретных датчиков уровня и остаточных
колебаний жидкости в успокоительных трубах датчиков на
точность системы и установлено, что при заданных воз-
мущениях конечная точность превышает заданную (0,1 %)
в 2,5 раза. Было рекомендовано повысить точность расста-
новки точек датчиков и улучшить фильтрующие свойства
успокоителя. Огневые стендовые испытания в Загорске
подтвердили работоспособность системы СОБ и показали
возможность выполнить требования ТЗ.
После необходимых доработок система в составе изде-
лия М5-РД была испытана в 1955-1956 гг. при ЛКИ на поли-
гоне Капустин Яр и показала удовлетворительные результа-
ты. Для обработки данных летных испытаний новой системы
была разработана специальная методика, основы которой
были использованы и при испытаниях ракеты Р-7.
Регулирование и моделирование ЖРД
Замысел об управлении ЖРД возник в конце 1940-х -
начале 1950-х гг. Зародился он у ракетчиков С.П.Королева,
а первые попытки создать математическую модель ЖРД
были сделаны в теоретическом подразделении двигатели-
стов В.П.Глушко.
Однако динамика и управляемость ЖРД не были выяв-
лены в этих работах из-за сложности уравнений, которые
без применения специальных уже разработанных в теории
регулирования эффективных аналитических и эксперимен-
тальных методов не раскрывали искомые характеристики
двигателя.
Первые работы по автоматическому регулированию ЖРД
были выполнены в Институте автоматики и телемеханики
АН СССР в 1950-1951 гг. по техническому заданию ОКБ Коро-
лева и ОКБ Глушко. Целью работы был анализ ЖРД как объ-
екта автоматического регулирования и разработка требова-
ний к моделирующей установке на основе исходных данных
ОКБ Глушко.
Согласно исходным данным был рассмотрен двухкомпо-
нентный двигатель с единым турбонасосным агрегатом.
Математическая модель ЖРД, рассматриваемого как
объект управления, не описывает высокочастотные коле-
473
ФГБУН «ИПУ РАН»
бания. Считается, что это явление устранено в процессе
отработки двигателя и не влияет на работу систем СОБ
и РКС.
К системе уравнений двигателя, принятой для рассмо-
трения, были применены методы, в те годы сравнительно
недавно появившиеся в теории автоматического регули-
рования. Цель исследования состояла в анализе струк-
туры модели ЖРД, в исследовании его устойчивости без
регуляторов, в нахождении оценок качества переходных
процессов и в получении самих процессов при различных
возмущениях.
Были использованы методы алгебры структурных преоб-
разований, разработанной Б.Н.Петровым. Были применены
частотный критерий устойчивости А.В.Михайлова, метод тра-
пецеидальных частотных характеристик, позволяющий стро-
ить переходные процессы объекта без вычисления корней ха-
рактеристического уравнения. Было показано, как исходную
передаточную функцию шестого порядка, определяющую
связь между координатой регулирующего органа и давлени-
ем в камере сгорания
можно аппроксимировать упрощенными функциями,
определены погрешности. В качестве удовлетворительного
приближения для двигателя рассматриваемого класса гра-
фоаналитически была получена аппроксимирующая функ-
ция вида К(р) = 0,4(0,+ I)"1 ехр(-0,02р)
Определяющая постоянная времени (0,1 с) порождается
в основном инерционностью ТНА. Для медленно протекаю-
щих процессов управления передаточная функция двигателя
может быть сведена к постоянному коэффициенту усиления
и записывается как К^ = Кдв. Отметим, что на режиме конеч-
ной ступени тяги постоянная времени и запаздывание воз-
растают в 3-5 раз.
Было выявлено, что для анализа различных задач управ-
ления двигателем и исследования особенностей процессов
типа автоколебаний и пр. передаточная функция ЖРД, т. е.
аппроксимация модели объекта, должна приниматься раз-
личной.
В математическое описание двигательной установки
с двухкомпонентным ЖРД входят еще простые, впервые по-
лученные уравнения связи, характеризующие процесс опо-
рожнения баков:
<УЛ = -|(2а-/1о)бЙ,
о
дК = Ло-Л>
где Sh - разность относительных уровней в баках окисли-
теля и горючего, Т - время работы ЖРД до отсечки;
и ^-относительные отклонения расходов горючего и
окислителя соответственно;
SK - относительное отклонение коэффициента соотно-
шения расходов компонентов.
Для более детального и вариантного исследования ЖРД
и систем его регулирования аналитические методы были
слишком трудоемки. Возникла потребность математического
моделирования. Математическая модель обладает универ-
сальностью и, следовательно, большей гибкостью при изме-
нении объекта моделирования.
В те годы техника моделирования переживала период
становления и первых успехов. Моделирующая аппаратура
была чрезвычайной редкостью и, как правило, создавалась
при решении крупных технических задач в оборонной про-
мышленности. Высшим достижением в те годы было созда-
ние в Институте автоматики и телемеханики совместно с про-
мышленными организациями электронной моделирующей
установки типа ЭМУ. Основу ее представляли решающие
электронные усилители постоянного тока с большим коэф-
фициентом усиления в разомкнутом состоянии и с глубокой
отрицательной обратной связью.
Для исследования ЖРД как объекта управления и зам-
кнутых систем регулирования двигательной установки ЖРД
в ИАТАН была выделена электронная аналоговая моделиру-
ющая установка ЭМУ-2 с 20 решающими усилителями и не-
обходимыми принадлежностями.
В1951-1953 гг. на этой установке был всесторонне иссле-
дован ЖРД как объект управления на основе описанной выше
системы линейных уравнений шестого порядка и уравнений,
определяющих процесс опорожнения баков. Регуляторы сна-
чала также воспроизводились на ЭМУ. Были найдены рацио-
нальные структуры и параметры регуляторов давления в ка-
мере сгорания и сформулированы требования к элементам
регулятора-датчику давления, сервоприводу. Были найдены
показатели качества системы при различных возмущениях.
Эти работы послужили в дальнейшем отправным пунктом
для поисковых и опытно-конструкторских работ по созданию
систем управления расходованием топлива и систем регули-
рования кажущейся скорости для ракеты М5-РД.
Система управления опорожнением баков и синхрониза-
ции для первой межконтинентальной баллистической ракеты
Р-7
Результатом научно-исследовательских и опытно-кон-
структорских работ стала система управления опорожнени-
ем баков и синхронизации, разработанная для первой меж-
континентальной баллистической ракеты основоположника
практической космонавтики С.П.Королева, известной как Р-7.
Ведущая инициативная роль в становлении и применении
СОБИС принадлежит В.П.Мишину. Система СОБИС разрабо-
тана ОКБ-12 МАП и Институтом автоматики и телемеханики
АН СССР в тесном взаимодействии с ОКБ С.П.Королева.
Система СОБИС осуществляет внутриблочную синхрони-
зацию на всех пяти блоках пакета и межблочную синхрони-
зацию каждого из четырех боковых блоков с центральным.
Таким образом, СОБИС представляет собой комплекс си-
стем управления, взаимодействующий к тому же с системой
регулирования кажущейся скорости, имеющей общие с МБС
регулирующие органы для изменения тяги ЖРД. СОБИС по-
строена как регулятор соотношения расходов с коррекцией
по показаниям уровнемеров. Целевая задача СОБИС - свести
рассогласование относительных запасов компонентов в до-
пустимые малые области к моменту выключения ЖРД. Таким
образом, система по назначению является терминальной.
Структурная схема системы СОБ практически соответ-
ствует описанной ранее схеме системы для моноблочной
ракеты. Межблочная синхронизация осуществляется по ин-
формации о запасах окислителя в каждом из блоков. Эта
474
Глава 22
первого искусственного спутника Земли и
Структурная схема системы СОБ
первого в мире пилотируемого полета в кос-
мос. Система СОБИС с заложенными в нее
принципами терминального управления и по-
рогово-дискретного измерения подтвердила
свою высокую эффективность в составе
ракеты Р-7 и всех ее модификаций, включая
космические ракеты «Спутник», «Восток»,
«Восход», «Молния» и др. Для этих систем
были созданы прецизионные дискретные
датчики уровней (точность 0,05-0,07 %) и
датчики давления в камере сгорания ЖРД
(±0,4 %), приводы регулирующих органов,
работоспособные в условиях применения
их непосредственно на ЖРД, и встроенные
в высоконапорные магистрали дроссели,
способные изменять коэффициент соотно-
шения расходов компонентов.
Система СОБИС успешно используется
по сей день, показывая весьма высокую точ-
ность синхронизации (±0,1 %) и гарантируя
приемлемое для ЖРД отклонение коэффи-
циента соотношения в полете. Энергетиче-
ская эффективность СОБИС характеризует-
информация получается от дискретных уровнемеров с вы-
хода усилителя-преобразователя. В случае отставания или
опережения процесса по сравнению с вычисленным, сред-
ним для всех блоков, темпом опорожнения производится
форсирование или дросселирование двигателя блока, от-
клонившегося от заданного режима расходования топлива.
Это достигается воздействием на число оборотов турбона-
сосного агрегата двигателя соответствующего блока путем
поворота при помощи привода ПРС на необходимый угол
винта редуктора, дозирующего поступление компонента
в газогенератор.
Суммарная тяга пакета остается неизменной благода-
ря осреднению. Изменение суммарного расхода в блоках
приводит к изменению режимов опорожнения топливных
баков, чем и достигается эффект синхронизации опорож-
нения всех боковых блоков к терминальному моменту - вы-
ключению двигателей первой ступени, а также обеспечи-
вается заданное количество топлива в центральном блоке
на тот же момент времени. Система МБС имеет общий ис-
полнительный орган с системой регулирования кажущей-
ся скорости - винт редуктора, дозирующего компонент
газогенерации. Привод, вращающий этот винт, охвачен
обратной связью по давлению в камере сгорания, которое
измеряется высокоточным датчиком давления. Сигналы от
уровнемеров, от датчика регулятора кажущейся скорости и
от обратной связи по давлению суммируются в управляю-
щем устройстве. Датчик давления, кроме обратной связи,
осуществляет точное ограничение давления в камере сго-
рания, удерживая тем самым режимы работы. ЖРД в до-
пустимых пределах.
Система СОБИС в составе ракеты Р-7 успешно работала
и выполнила требования технического задания при запуске
ся следующими показателями: повышение
предельной дальности в варианте межкон-
тинентальной баллистической ракеты -1400 км, повышение
полезного груза в трехступенчатом варианте «Союз» - 750 кг.
Безрасходомерные системы управления
расходованием топлива баллистических ракет
и космических ракетных комплексов
(1960-1970-е гг.)
Дальнейшее развитие отечественной ракетно-космической
техники включило в себя массовое применение систем СУРТ
на всех жидкостных стратегических ракетах и космических
ракетах-носителях. Системы стали неотъемлемой частью всех
крупных ракет с ЖРД и гарантировали повышение грузоподъ-
емности или предельной дальности стрельбы на 10-15 % и
выше при малых собственных габаритах, массах и энергопо-
треблении.
Развивающееся семейство СУРТ объединяет целый ряд
систем с последовательно совершенствующимися техниче-
скими функционально-эксплуатационными характеристика-
ми. В процессе развития систем управления расходованием
топлива было создано несколько их поколений.
Системы первого поколения были построены с приме-
нением уровнемерной и расходомерной информации и вы-
полнены в виде автономных аналоговых приборов. Сюда от-
носятся первые работавшие в полете системы регулирования
опорожнения баков для ракеты-лаборатории С.П.Королева
М5-РД, на которой он отрабатывал в полете все новшества,
предполагаемые к использованию на будущей МБР. К перво-
му поколению относится и СОБИС ракеты Р-7 и всех ее по-
следующих модификаций.
Системы управления расходованием топлива второго
поколения были построены на основе использования лишь
475
ФГБУН «ИПУ РАН»
дискретной уровнемерной информации. Это дало большие
преимущества, т. к. исключило все сложности, связанные
с высокоточным измерением расходов компонентов на борту
ракеты.
Отметим, что в построении СУРТ большую роль сыграло
использование принципа порогово-дискретного программного
управления. При этом в качестве исходной информации о со-
стоянии объекта используются моменты времени достижения
координатами объекта наперед заданных пороговых значений.
В системах СУРТ для реализации измерений в соответствии
с порогово-дискретным принципом используются дискретные
уровнемеры, представляющие собой набор чувствительных
элементов («точек»), сигнализирующих о прохождении зер-
калом жидкого компонента в баке наперед заданных уровней.
Мерой рассогласования запасов окислителя и горючего слу-
жит временной интервал между моментами фиксации точек
в одном и другом баке. Замена непрерывных измерителей
уровней на релейные точки существенно уменьшила погреш-
ность измерения.
В системах второго поколения («безрасходомерных»)
в наиболее полной мере была применена терминальная стра-
тегия управления, в которой предусматривалась компенса-
ция погрешностей расходования топлива к конечному (тер-
минальному) моменту времени - моменту выключения ЖРД.
В алгоритме управления на основе текущего и предшеству-
ющего дискретных измерений прогнозировалось конечное
рассогласование остатков компонентов и вычислялось изме-
нение коэффициента соотношения расходов, потребное для
компенсации ошибки управления в терминальный момент
времени. Управление носило итеративный характер и обе-
спечивало возрастание точности к терминальному моменту.
Вычисление управления было сведено к следующим простым
соотношениям:
SK^SK.^ASK.
A8K/=ZI/-AZz./+Sz.Af2.
где
5К/ - суммарное к моменту срабатывания 7-ой измери-
тельной точки относительное отклонение коэффициента со-
отношения расходов компонентов;
ASK/- изменение 5К/, потребное для компенсации ошиб-
ки управления в терминальный момент времени;
Af^-Af,.- временные рассогласования между моментами
фиксации точек в баках окислителя и горючего;
A., Bj - параметры алгоритма.
Системы СУРТ второго поколения реализовывались в ав-
тономном варианте. Аппаратная реализация систем в авто-
номном варианте, опытное и серийное производство систем
выполнялись НИИП МАП.
Реализованы системы были как в аналоговой аппара-
туре - для ранних разработок МБР с продольным делени-
ем ступеней, для третьей ступени ракеты Р-7 и др., так и
в аппаратуре, построенной на дискретном принципе в виде
специализированных вычислителей - для ракет-носителей
«Протон», Н-1 и др.
Характерное свойство системы управления расходо-
ванием топлива - органичная привязанность ее к объекту
управления, включающему двигательную установку и баки
А.Я.Андриенко
Ю.П.Портнов-Соколов.
В 1959-2004 гг. - зав. лабо-
раторией № 8. Д.т.н.
ступеней ракеты-носителя. В связи с этим проектирование
и создание систем такого класса происходит при непосред-
ственном участии разработчиков двигательной установки и
ракеты-носителя.
Создание систем СУРТ баллистических ракет и космиче-
ских ракетных комплексов проходило в тесном взаимодей-
ствии ИПУ РАН с ОКБ-586 (в настоящее время КБ «Южное»,
Украина) и КБ «Салют». В КБ «Южное» работы по созданию
систем управления расходованием топлива проводились
в КБ-6, где главным конструктором был Ф.Ф.Фалунин.
Непосредственная работа велась в лаборатории, возглав-
ляемой В.С.Фоменко, сотрудниками Б.В.Дмитриевым,
С.К.Дьяковым, Г.В.Ткаленко. В ИПУ РАН непосредствен-
ными исполнителями работ, связанных с созданием си-
стем управления расходованием топлива, являлись со-
трудники лаборатории Ю.П.Портнова-Соколова - д.т.н.
А.Я.Андриенко, А.С.Поддубный, В.А.Жуков, В.П.Иванов,
В.К.Завадский, О.А.Викторова, А.А.Муранов. В процессе со-
вместных работ были созданы системы СУРТ баллистиче-
ских ракет Р-16 и Р-36.
Применение на Р-16 высококипящих компонентов то-
плива внесло свою специфику в проблему измерения и по-
требовало от коллектива КБ «Южное» исследования этой
специфики и внесения изменений в конструкцию и техно-
логию разработки измерительного тракта, учитывающих
особенности новых компонентов.
В процессе летных испытаний ракеты Р-36 неприятности
возникли в работе систем СУРТ. Анализ телеметрических
данных об основных характеристиках системы позволил
выявить повышенные ошибки измерения дискретных уров-
немеров в баке горючего. Эти погрешности могли нарастать
по мере опорожнения бака и значительно превосходить про-
ектный уровень.
В результате проведения более детального анализа рабо-
ты измерительного тракта удалось найти и устранить причину
аномалий в работе датчика уровня. На ракете Р-36 впервые
был применен горячий наддув бака горючего. В поверхност-
ном слое горючего под действием газов горячего наддува
возникал проводящий слой жидкости, который мог пере-
мещаться внутрь бака. Попадая на чувствительный элемент,
проводящий слой закорачивал пластины конденсатора и вы-
476
Глава 22
зывал ложный сигнал срабатывания измерительной точки,
находящейся в компоненте.
Дальнейшее развитие системы СУРТ получили при соз-
дании баллистической ракеты 15А14, которая в 1,4 раза
превосходила Р-36 по энергетическим возможностям.
В ракете 15А14 были использованы все лучшие наработки
по системе СУРТ, полученные при создании предыдущего
комплекса Р-36.
Усложнение задач в области космических исследова-
ний потребовало создания более мощных ракет-носителей,
и в 1962 г. в КБ «Салют» (ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»)
было положено начало проектированию ракеты-носителя,
позже получившей наименование «Протон».
Первоначально ракета создавалась не только с космиче-
ским назначением, но и как мощная боевая баллистическая
ракета. Однако задание было вскоре изменено, и на завер-
шающем этапе работ «Протон» создавался исключительно
как носитель космических аппаратов. Чтобы ускорить начало
полетов, в 1965 г. было принято решение о пусках ракеты
в двухступенчатом варианте. 16 июля 1965 г. с ее помощью
был выведен на низкую околоземную орбиту научный спут-
ник «Протон», наименование которого впоследствии закре-
пилось и за ракетой-носителем.
С 1967 г. начались запуски ракеты в трехступенчатом ва-
рианте. Таким образом, на PH «Протон» были установлены
три системы управления расходованием топлива. Наибольший
интерес и новизну представляет собой СУРТ первой ступени.
На первой ступени PH впервые использована блочная компо-
новочная схема, в центре которой расположен бак окислителя,
окруженный шестью баками горючего. Двигательная установ-
ка состоит из шести двигателей, каждый из которых питается
от своего бака горючего и общего бака окислителя. Система
управления расходованием топлива первой ступени услов-
но может быть представлена в виде шести взаимосвязанных
систем СОБ. Применительно к данной компоновке был син-
тезирован единый алгоритм многосвязного управления рас-
ходованием топлива, разработано уникальное математическое
и программное обеспечение для оценки динамики и точности
системы.
Непосредственное участие в создании системы СУРТ при-
нимали сотрудники КБ «Салют» О.Д.Никитин, В.Т.Богатырев,
С.В.Волкова.
В составе PH «Протон» без существенного изменения
конструкции ракеты системы СУРТ эксплуатировались бо-
лее 40 лет.
В 1960-е гг. в КБ «Салют» начались работы по созданию
межконтинентальных баллистических ракет типа УР-100. Эти
ракеты, как и ракеты Р-36, предназначались для размеще-
ния в шахтно-пусковых установках и допускали длительное
хранение в заправленном состоянии. Для систем СУРТ в этих
условиях важными факторами являлись изменения физико-
химических и энергетических свойств компонентов топлива,
образование и осаждение механических примесей в компо-
нентах топлива и их влияние на надежность работы системы.
Уже начиная с Р-16, алгоритмы управления синтезиро-
вались с использованием методов оптимального управле-
ния и фильтрации ошибок измерения. За счет фильтрации
помех при оценке текущего состояния системы и повы-
шения качества прогнозирования достигается уменьшение
погрешностей управления по мере приближения к терми-
нальному моменту. При синтезе алгоритмов управления
и выборе параметров системы СУРТ использовался веро-
ятностный подход. Впервые в ракетной технике был при-
менен метод статистического моделирования для оценки
динамики и точностных характеристик системы СУРТ.
Статистическое моделирование СУРТ в ИПУ проводилось
по исходным данным КБ «Южное» и «Салют». Результаты
моделирования использовались разработчиками PH при
назначении гарантийных запасов топлива.
Применение терминального управления и вероятностные
подходы к синтезу системы позволили существенно сокра-
тить потребный диапазон управляющих воздействий и тем
самым значительно снизить отклонения коэффициента соот-
ношения расходов компонентов через двигатель.
Уже начиная с автономных систем, в алгоритмах СУРТ
были заложены меры защиты системы от сбоев и отказов
чувствительных элементов в измерительном тракте. Впо-
следствии идеология алгоритмической защиты системы от
аппаратных отказов была развита в регулярную теорию и ме-
тодологию построения отказоустойчивых систем управления.
Цифровые системы управления
расходованием топлива (1970-1980-е гг.)
Системы третьего поколения построены на основе борто-
вых цифровых вычислительных машин - для стратегических
ракет 15А15,15А35 (модификация УР-100), 15А18,15А18М,
ракет космического назначения 11К77 («Зенит») и «Энергия».
Наличие БЦВМ в контуре управления позволило решить ряд
назревших проблем, связанных с повышением надежности,
обеспечением многорежимности и универсальности борто-
вых систем управления. Были усовершенствованы алгорит-
мы терминального управления безрасходомерной системы
СУРТ, развиты и более широко применены отказоустойчивые
алгоритмы, повышающие надежность системы за счет ис-
пользования аналитической избыточности, встроенной диа-
гностики. Система приобрела свойство гибкости управления,
повышающее вероятность выполнения задачи в нештатных
ситуациях за счет прогнозирования процессов расходования
топлива на основе реализованных в алгоритме моделей про-
цессов и использования инерциальной информации для оце-
нивания расхода топлива.
Реализация алгоритмов управления СУРТ на БЦВМ при-
вела к возникновению нового элемента в технологии созда-
ния систем СУРТ - программированию вычислительной про-
цедуры по формированию управления на языке цифровой
вычислительной машины. Разработка бортового программ-
ного обеспечения СУРТ производилась сотрудниками НПЦАП
Д.Френкелем, Д.Кравцовым, В.Д.Дишелем, И.В.Васягиной
для изд. 15А15, 11К77; сотрудниками КБЭМ (г. Харьков)
В.А.Батаевым и другими для изд. 15А35, «Энергия». Разра-
ботка программного обеспечения проводилась по тестовым
примерам, разработанным в ИПУ. Для проведения отработоч-
ных испытаний бортового программного обеспечения СУРТ
совместно с системой управления проводилось имитацион-
ное моделирование полета PH. Для проведения таких испы-
477
ФГБУН «ИПУ РАН»
таний в ИПУ были разработаны имитационные программные
модули объекта управления СУРТ.
Система СУРТ при нормальном функционировании по-
вышает безопасность ракеты, гарантируя требуемые усло-
вия работы ЖРД по достаточности компонентов топлива и
ограничению коэффициента соотношения. СУРТ повышает
экологичность ракеты-носителя, сокращая разброс точек па-
дения отработавших фрагментов ракеты за счет согласован-
ного действия с системой управления движением.
Важным этапом создания систем СУРТ является анализ
результатов работы системы при летно-конструкторских ис-
пытаниях ракеты-носителя. Для проведения такого анализа
были разработаны инженерные методики, позволяющие оце-
нивать точностные характеристики работы системы и откло-
нение коэффициента соотношения расходов через двигатель
в конкретном пуске. Кроме этого, определялись величины
возмущающих факторов и погрешности измерения датчиков
уровней, выявлялись аномалии в работе системы. По серии
летно-конструкторских испытаний делались оценки вероят-
ностных характеристик случайных возмущающих факторов.
По результатам анализа уточнялись проектные исходные
данные, производилась корректировка отдельных техниче-
ских решений и доработка системы.
Обращаясь к ретроспективе работ в области космонав-
тики, нельзя не отметить, что в ней имели место не только
яркие удачи (такие как первый спутник Земли), но и го-
рестные неудачи, когда испытания ракет сопровождались
авариями. Ракетно-космические комплексы, как крупномас-
штабные технические системы, при их эксплуатации, наря-
ду с достоинствами, заложенными в них авторами, в ряде
случаев проявляют опасные свойства. Новые объекты, еще
не выявившие все свои особенности, подчас выходят из-под
контроля человека-пользователя, что в предельных случаях
приводит к авариям и катастрофам, нередко со значитель-
ным ущербом. Трагические события октября 1960 г. в Бай-
конуре с человеческими жертвами произошли при взрыве
на старте ракеты Р-16. Тем не менее обстановка требовала
незамедлительного возобновления работ по стратегической
ракете Р-16 и сдаче ее на вооружение. Дальнейшие испыта-
ния Р-16 были успешными, и она была принята на вооруже-
ние в 1962 г.
Как уже отмечалось ранее, в процессе летных испытаний
ракеты Р-36 неприятности возникли в работе измеритель-
ного тракта системы СУРТ. Значительные аномалии в рабо-
те датчиков уровней индуктивного типа в кислороде были
выявлены в процессе летных испытаний ракеты-носителя
11К77. Для устранения этих аномалий были внесены изме-
нения в технологию отработки датчиков и разработаны алго-
ритмические меры защиты системы в нештатных ситуациях
подобного рода.
Реализация алгоритмов управления СУРТ на БЦВМ упро-
стила задачу адаптации системы к условиям конкретного пу-
ска PH. В частности, появилась возможность через алгоритм
СУРТ производить компенсацию систематических погрешно-
стей измерения на различных измерительных точках датчи-
ков уровней, выявленных по результатам летных испытаний,
а также по данным тарировки баков каждого конкретного из-
делия.
Практика разработки и эксплуатации СУРТ инициирова-
ла теоретические постановки задач в области систем терми-
нального управления.
В процессе исследований различных задач терминально-
го управления и разработки конкретных бортовых систем у
Б.Н.Петрова и его учеников возникло понимание, что борто-
вые терминальные системы имеют свою специфику и занима-
ют определенное место в общем ряду систем автоматическо-
го управления. Родился замысел обобщения, теоретического
обоснования и систематического изложения накопленного
опыта в специальной монографии. В итоге обобщения нако-
пленных результатов была написана монография «Бортовые
терминальные системы управления (принципы построения и
элементы теории)», в которой содержится первое системати-
ческое изложение основ теории терминальных систем управ-
ления как особого класса систем.
Развитие систем управления расходованием
топлива для ракетно-космической техники
(1992-2016 гг.)
В 1990-е гг. работы в области систем управления рас-
ходованием топлива были связаны с созданием ракетно-
космического комплекса «Зенит-SSL» на базе PH 11К77 и
модернизацией ракеты-носителя «Союз». В части PH «Союз»
основное содержание изменений заключалось в замене
устаревшей аналоговой системы управления на новую тер-
минальную цифровую систему. При этом алгоритмы СУРТ и
алгоритмы системы управления реализовывались в единой
бортовой цифровой вычислительной машине.
Для повышения энергетических возможностей PH «Зе-
нит» создавался применительно к условиям запуска с плаву-
чего старта, из района вблизи экватора. Кроме того, эта ра-
кета предназначалась для запусков с космодрома Байконур.
С учетом опыта разработки PH 11К77 система СУРТ PH «Зе-
нит» получила существенное развитие. Особенность PH «Зе-
нит» состоит в переменности циклограмм режимов работы ДУ
по тяге и расходования компонентов топлива. На первой ступе-
ни PH «Зенит» устанавливается кислородно-керосиновый дви-
гатель 11Д520, разработанный в КБ «Энергомаш», работающий
по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа
камерой сгорания. Переменность режима по тяге двигателя,
допускающего глубокое, до 30 %, дросселирование двигателя,
стало возможным благодаря системе управления и регули-
рования двигателя в процессе его испытаний и при штатном
использовании в полете. Для взаимосвязанного управления
тягой и коэффициентом соотношения расходов компонентов
топлива (параметром Кт) используется нелинейный алгоритм,
учитывающий изменения температуры и давления на входе
в двигатель. Для каждого конкретного экземпляра двигателя
в результате проведения КТИ рассчитываются индивидуальные
коэффициенты алгоритма управления в полете.
Переменность циклограмм обеспечивает универсаль-
ность ракеты-носителя для запусков автоматических кос-
мических аппаратов различного назначения на околоземные
орбиты и отлетные траектории. В этих случаях изменяются
условия работы датчика в процессе полета изделия, которые
оказывают влияние на погрешности измерения, более того,
478
Глава 22
возникает проблема обеспечения работоспособности датчи-
ков уровня.
Глубокие изменения режима расходования топлива
(например, после выключения маршевого двигателя вто-
рой ступени и дальнейшем полете при работе рулевого
двигателя) вызывают переходные процессы в системе
бак-успокоитель колебательного характера. На интервале
времени до момента затухания таких переходных процес-
сов могут иметь место ошибки измерения, существенно
превышающие проектный уровень.
В программу полета дополнительно к режиму работы
двигательной установки и изменению массы сухой кон-
струкции включаются программы по тангажу и рысканью
для выполнения глубоких маневров изделия в боковой и
продольной плоскостях полета. Потребность в таких ма-
неврах возникает, например, при расширении диапазона
азимута полета в условиях ограничений на районы паде-
ния отработанных ступеней изделия и головного обтекате-
ля. Моменты начала разворота могут изменяться в широ-
ких диапазонах. Длительность их выполнения ограничена
и зависит от глубины разворота.
При реализации такого рода маневров практически скач-
кообразно вводятся и убираются боковые или поперечные
перегрузки. В результате возникают колебания зеркала жид-
кости, которые вызывают недопустимые по интенсивности
погрешности измерения. Более того, интенсивность возму-
щений в канале измерения может достигнуть таких пределов,
когда само измерение слабо связано с измеряемой коорди-
натой состояния объекта. Такая ситуация может быть квали-
фицирована как отказ типа ложного сигнала на одной или
нескольких дискретных измерительных точках.
Применительно к описанным условиям в алгоритме СУРТ
заложены меры диагностики аномальных ситуаций и пред-
усмотрены возможности сохранения работоспособности
системы при частичной потере измерительной информации
датчиков уровней с пониженной, но приемлемой точностью
регулирования.
При переменном режиме расходования топлива из ба-
ков интервал времени между моментами срабатывания дис-
кретных датчиков уровней неоднозначно связан с израсхо-
дованным количеством топлива. В этих условиях принято
решение отказаться от использования в алгоритме СУРТ
традиционной измерительной информации в виде моментов
времени срабатывания чувствительных элементов датчиков
уровней. Взамен времени в алгоритме СУРТ непрерывно вы-
числяются текущие значения масс рабочих запасов топли-
ва. Вычисления производятся путем интегрирования рас-
хода по данным о режиме по тяге либо по инерциальным
данным о кажущемся ускорении. Вычисленные значения
масс топлива фиксируются в момент появления дискретных
сигналов датчиков уровней. Отклонения зафиксированных
значений от заранее известных масс топлива под каждой
измерительной точкой используются для управления пара-
метром Кт двигателя и коррекции процедуры интегрирова-
ния расхода в алгоритме СУРТ.
Оценка текущего рабочего запаса суммарного топлива G
(в относительных единицах) вычисляется по следующему со-
отношению:
G = G j-AG-fl + Xy),
Л.
Az. =-^Щ-Лл«+—!—ЛЛ<
J К +1 J К +1 J
т	т
где
AG- изменение относительной массы топлива за навига-
ционный такт бортовой вычислительной машины, по данным
о режиме по тяге либо по инерциальным данным о кажущем-
ся ускорении;
Ху - корректирующая поправка, учитывающая результаты
измерений датчиков уровней СУРТ;
АХ., АХ®., АХ/. - изменения величины X., вычисленные
по отклонениям зафиксированных значений ь в момент сиг-
налов датчиков уровней окислителя и горючего от заранее
известных масс топлива под каждой измерительной точкой.
Заложенная в алгоритме процедура вычисления текущих
запасов топлива позволяет прогнозировать момент выработ-
ки до минимальных неиспользуемых остатков.
Проведенная модернизация алгоритма СУРТ позволила,
кроме синхронизации опорожнения баков ракеты, на основе
информации о текущем процессе расходования топлива на
систему СУРТ PH «Зенит» возложить реализацию т. н. пол-
ной выработки топлива. Последняя предусматривает задание
команды на выключение ЖРД по результатам прогнозирова-
ния момента окончания компонентов топлива на основании
информации от уровнемеров СУРТ. Управление полной вы-
работкой топлива позволяет дополнительно повысить энер-
гетические характеристики ракеты за счет возможности со-
средоточить гарантийные запасы в основном на последней
ступени ракеты, так что парированию подлежит совокупное
влияние случайных возмущений, действующих на каждую
ступень ракеты. При полной выработке топлива увеличивает-
ся разброс районов падения отработавших ступеней. При за-
пусках PH «Зенит» по программе «Морской старт» размеры
районов падения не мешали реализации полной выработки
топлива. При разработке СУРТ КРК «Зенит» принимали со-
трудники ИПУ РАН В.П.Иванов, В.А.Жуков, В.К.Завадский,
Е.Б.Каблова, Л.Г.Кленовая.
С 2000 г. развитие СУРТ и совершенствование ее функци-
ональных возможностей и характеристик было инициирова-
но модернизацией ракеты-носителя «Протон», расширением
семейства PH «Союз» и созданием нового поколения ракет-
носителей «Ангара» и кислородно-водородного разгонно-
го блока тяжелого класса РБ КВТК. Были созданы системы
СУРТ для семейства ракет-носителей PH «Союз-2-1 а», PH
«Союз-2-16», PH «Союз-СТ» (Гвианский КЦ) и для моно-
блочной двухступенчатой PH «Союз-2-1 в». Непосредствен-
ное участие в этих работах принимали сотрудники ИПУ РАН
А.Я.Андриенко, ААМуранов, А.И.Чадаев, Е.И.Тропова. Разра-
ботка этих систем проводилась ИПУ РАН совместно с ЦСКБ
«Прогресс» (г. Самара), от которого в работах участвовали
Ю.Н.Кобзев, В.В.Белов, В.В.Дмитриев, А.В.Серегин, и НПО
«Автоматика» (г. Екатеринбург), от которого принимали уча-
стие М.И.Заплатин, ПЛ.Селезнев.
479
ФГБУН «ИПУ РАН»
В.П.Иванов.
Зав. лабораторией № 8
ФГБУН «Институт
проблем управления
им. ВАТрапезникова»
РАН. Д.т.н.
ное изменение - замена
Системы СУРТ для модер-
низированной ракеты-носителя
«Протон», новых ракет-носи-
телей «Ангара» и кислородно-
водородного разгонного бло-
ка тяжелого класса РБ КВТК
создавались ИПУ совместно
с ГКНПЦ им. М.В.Хруничева,
от которого в работах ак-
тивное участие принимали
С.В.Кузнецов, В.А.Вакушин,
А.Л.Ямилинец, И.Н.Вострикова.
При модернизации ракеты-
носителя «Протон» внешние
габариты ракеты-носителя,
за исключением головного
обтекателя, весовые характе-
ристики конструкции, характе-
ристики двигателей остаются
практически прежними. Глав-
таревшей аналоговой системы
управления на более совершенную терминальную цифровую
систему управления. Кроме того, минимизация неиспользуе-
мых остатков компонентов топлива за счет реализации пол-
ной выработки топлива резко улучшает экологические харак-
теристики «Протона-М».
При реализации полной выработки топлива была решена
дополнительная задача корректирования процесса ориентации
вектора скорости через изменения угла тангажа, по результа-
там прогноза выработки топлива.
Алгоритмы системы СУРТ PH «Протон» интегрированы
с системой наведения в части обмена информацией и согла-
сованного управления движением и расходованием топлива.
В результате задача выведения решается при минимальных не-
используемых остатках топлива.
Отметим, что развитие процесса разработки бортовых си-
стем управления характеризуется максимальным использова-
нием математического моделирования физических процессов
функционирования систем и их взаимодействия с внешней
средой. В первую очередь это связано с необходимостью по-
стоянного контроля над влиянием вносимых при модернизации
и адаптации изменений на характеристики изделий и миними-
зации полномасштабного физического моделирования. Так,
например, изменения в структуре массовых характеристик из-
делия в процессе адаптации приводят к необходимости посто-
янного моделирования динамики движения и управления для
каждого пуска с последующим экспериментальным подтверж-
дением принятых решений.
При создании семейства PH «Ангара» была использована
модульная схема построения ракет разного класса на базе од-
ного универсального ракетного модуля УРМ, имеющего размер-
ность ракеты-носителя легкого класса. В рамках этого семейства
при участии Института проблем управления РАН были разра-
ботаны системы СУРТ для PH «Ангара-1.2» первого пуска, для
ее штатного варианта - PH «Ангара-1.2» легкого класса, и PH
«Ангара-А5» среднего класса, построенной по пакетной схеме.
Разработанные системы СУРТ решают задачи синхрониза-
ции опорожнения баков окислителя и горючего, прогнозирова-
ния момента полной выработки топлива и задачу межблочной
синхронизации выработки топлива для варианта PH пакетной
схемы. В принципах построения и алгоритмах управления этих
систем интегрированы все нововведения, подтвердившие свою
эффективность и апробированные при эксплуатации в составе
PH «Зенит», PH «Союз», PH «Протон-М». Аналогичные прин-
ципы построения и алгоритмы управления использовались при
разработке СУРТ первой ступени баллистической ракеты-носи-
теля «Сармат» (АО «ГРЦ им. Макеева»).
Для семейства PH «Ангара» впервые поставлена и решена
задача гибкого управления давлением газа наддува в «поду-
шке» баков, обеспечивающего устойчивую работу топливных
насосов двигателя в полете. Такое управление было осущест-
влено в пневмогидравлической системе подачи компонентов
топлива, разработанной совместно ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
(В.А.Гордеев, М.Ю.Мозжорина), ИПУ РАН и Московским ави-
ационным институтом (В.П.Фирсов).
Для создания системы потребовалось разработать:
-	измерительную систему абсолютного давления ИСАД,
состоящую из переменного набора функциональных датчиков
давления (аналогового типа) и универсального многоканаль-
ного цифрового преобразователя, разработанную НИИ физи-
ческих измерений (г. Пенза);
-	электропневмоклапаны, настраиваемые с помощью
сменных жиклеров на конкретные расходы в широком диа-
пазоне;
-	математические модели внутрибаковых процессов, обе-
спечивающих возможность расчета параметров ПГСП в ши-
роком диапазоне режимов работы ДУ, а также настройку ал-
горитма по результатам стендовых и летных испытаний;
-	алгоритмы управления ПГСП, позволяющие с помощью
уставок, оперативно вводимых в полетное задание, настраи-
вать ПГСП на конкретные режимы и условия работы ДУ;
-	бортовое программное обеспечение алгоритмов управ-
ления ПГСП в полете;
-	программное обеспечение алгоритмов управления ПГСП
при стендовых испытаниях.
В итоге совместных исследований была создана техно-
логия построения и проектирования систем ПГСП для жид-
костных ракет.
На схеме показана часть функциональных датчиков. По-
мимо указанных, функциональные датчики контролируют
давление в баллоне наддува демпфера и в баллоне управ-
ления. В отдельных случаях выделены в самостоятельные
группы баллоны для наддува бака окислителя и для наддува
бака горючего.
В алгоритме управления ПГСП производятся фильтрации
высокочастотных составляющих случайных ошибок измере-
ния путем осреднения измерений, поступивших в алгорит-
мическом такте (0,5 с), и фильтрация составляющих, пери-
одичность изменения которых сопоставима с длительностью
алгоритмического такта, путем сравнения фактического дав-
ления с прогнозом. Отказоустойчивость алгоритма управле-
ния обеспечивается путем диагностики работы каналов изме-
рительного, исполнительного трактов системы и управления
наддувом в нештатных ситуациях.
Системы СУРТ и ПГСП успешно прошли испытания при
пусках УРМ в составе PH КСЛВ-1 с полигона Наро (Южная
480
Глава 22
зах между включениями, наряду
с традиционными задачами сни-
жения неиспользуемых остатков
компонентов топлива (задача
СУРТ) и поддержания требуемо-
го давления газа наддува (задача
ПГСП), должно решать новые за-
дачи, связанные с применением
кислородно-водородного двига-
теля и его многократным вклю-
чением. Прежде всего это обеспе-
чение нормальных условий для
повторных запусков двигателя
после длительных пауз в полете,
при практической невесомости и
действии теплопритоков, отлича-
ющихся от наземных, а также по-
сле перемещения жидкого топли-
ва в баках и его перемешивания
с газом наддува.
В паузах между импульсами
работы МД температура жидкой
фракции в баке может возра-
сти до критической величины,
приводящей к возникновению
интенсивной кавитации и разру-
шению насоса МД во время его
работы. Для исключения таких
аварийных ситуаций необходимо
управлять температурой жид-
кого водорода в паузах между
включениями.
Регулирование среднебаковой
температуры жидкого водорода
основывается на проведении т. н.
Типовая схема ПГСП:
1 - бак окислителя; 2 - бак горючего; 3 и 4- магистрали подачи топлива; 5 -двигатель:
6 - баллоны с запасом гелия; 7 - набор из трех ЭПК для наддува бака окислителя;
8 - три ЭПК для наддува бака горючего;
9 и 10- трубопроводы подачи гелия к теплообменнику; 11 - теплообменник,
входящий в состав двигателя;
12 и 13- трубопроводы подачи гелия от теплообменника в баки; 14 и 15- ИСАД;
16-датчики замера температуры (Т1-Т8)
Корея), а также в составе PH «Ангара-1.2» первого пуска и
PH «Ангара-А5».
В центре им. М.В.Хруничева ведутся работы по созданию
кислородно-водородного разгонного блока РБ КВТК с дли-
тельным периодом полета по выведению полезной нагрузки
(до 9,5 ч) и многократным включением (от 3 до 5 раз) марше-
вого двигателя. В РБ КВТК предполагается использовать кис-
лородно-водородный двигатель РД0146Д разработки КБХА.
Двигатель обеспечивает необходимую тягу -10000 кгс при
удельном импульсе тяги до 470 кгс с/кг.
Управление внутрибаковыми процессами разгонного
блока на участках работы маршевого двигателя и в пау-
режима раскипания жидкого водо-
рода. Этот режим достигается в ре-
зультате дренирования газа наддува
до значения давления в «подушке»
бака, равного давлению насыщен-
ных паров жидкости при заданной
температуре жидкости.
В паузе путем дренирования
производится также регулирование
давления наддува в «подушке» бака.
Управление дренажем должно обеспечить к моменту включения
маршевого двигателя требуемое значение температуры жидко-
сти и пусковое давление в баке с заданным превышением над
давлением упругости пара. Перед каждым включением алго-
ритм ПГСП управляет захолаживанием насосов и магистралей
МД до заданных температур.
После запуска осуществляется управление наддувом:
бака «О» - гелием из шаробаллонов, размещенных в кис-
лороде; бака «Г» - газообразным водородом, отбираемым
из МД.
Для решения этих задач в ИПУ разработан алгоритм
управления системы ПГСП РБ КВТК и создан имитационный
481
ФГБУН «ИПУ РАН»
управления, определяющие устой-
чивый, эффективный режим работы
жидкостных ракетных двигателей.
В новой постановке объектом
управления являются массообменные
и тепловые процессы, обеспечивающие
создание реактивной силы тяги и набор
кажущейся скорости PH. Цель управле-
ния - обеспечение условий безаварий-
ного запуска, останова и устойчивой
работы ЖРД, эффективного решения
задачи выведения многоступенчатой PH
Критерии эффективности управления -
энергетические характеристики PH и на-
дежность систем.
Такая объединенная система управ-
Сотрудники НПЦАП, ГКНПЦ им. М.В.Хруничева.
КБ «Южное» и ИПУ РАН. участвовавшие в разработке систем СУРТ и ПГСП
жидкостных ракет-носителей. 2009 г.
ления позволяет учесть взаимовлияние
между различными физическими про-
цессами в объекте, производить обмен
в ходе управления информацией о па-
программный комплекс, включающий модель внутрибако-
вых процессов и алгоритм управления этими процессами.
На основе этого комплекса проведена отработка алгоритмов
управления и разработаны тестовые примеры для последу-
ющей программной реализации алгоритма на БЦВМ.
Непосредственное участие в работах по системам СУРТ
и ПГСП PH «Протон», PH «Ангара», РБ КВТК принимали со-
трудники ИПУ РАН В.П.Иванов, В.А.Жуков, В.К.Завадский,
Е.Б.Каблова, Л.Г.Кленовая.
Естественная близость и взаимовлияние процессов рас-
ходования компонентов топлива из баков в работающий
двигатель и массо-теплообменных процессов в газовой «по-
душке» и жидкости в баке определяет целесообразность их
интеграции и совместного рассмотрения в общей задаче
управления внутрибаковыми процессами. Принимая во вни-
мание актуальность этой проблемы, в Институте проблем
управления сформулирована постановка новой для ракето-
динамики общей задачи управления процессами в баках и
магистралях ЖРД, связанными с расходованием компонен-
тов топлива и наддувом баков.
Суть внутрибаковых процессов состоит в следующем.
На активных участках полета происходит непрерывная по-
дача жидких компонентов топлива из баков ракеты в рабо-
тающий двигатель. Освободившаяся емкость бака запол-
няется газом для создания внутри бака давления наддува,
необходимого для нормальной работы жидкостного двига-
теля. Кроме того, в баках происходят теплообменные про-
цессы между газом, жидкостью и стенками баков, оказыва-
ющие существенное влияние на давление наддува и расход
компонентов топлива из баков.
В рамках сформулированной задачи управления вну-
трибаковыми процессами рассматриваются наиболее
критичные с точки зрения безопасности объекта задачи
раметрах процессов и координировать
и согласовать управление объектом в целом, с учетом задан-
ных краевых условий.
Заключение
Основной результат излагаемой ретроспективы состо-
ит в следующем. В итоге более полувековых работ, идейным
вдохновителем которых был академик Б.Н.Петров, сформиро-
валось самостоятельное в ракетодинамике направление, ох-
ватывающее задачи управления внутрибаковыми процессами
ракет-носителей с жидкостными двигательными установками,
включающее:
-	научную концепцию и технические способы повышения
энергетических характеристик и безопасности эксплуатации
жидкостных ракет средствами управления;
-	разработку моделей жидкостной ракетной двигательной
установки как объекта управления и рациональных принципов
управления ею, создание регуляторов и устройств автомати-
ки, обеспечивающих стабильность характеристик и управляе-
мость двигателя в полете;
-	разработку принципов построения и алгоритмов высоко-
эффективных терминальных систем управления расходовани-
ем топлива и давлением наддува в баках с повышенной гибко-
стью и надежностью управления;
-	разработку методологических основ проектирования и
инженерных методик расчета СУРТ и ПГСП;
-	создание ряда поколений эффективных серийных
систем управления расходованием топлива, являющихся
неотъемлемой частью всех мощных жидкостных ракет, от
первой МБР Р-7 до проектируемых перспективных ракет-
носителей;
-	обобщающие результаты в разработке теории бортовых
терминальных систем управления.
482
ГЛАВА 23
Т'.МЮсдпо&, ^.'В.Са/салоб-,
Ъ.Ф.Ъалкп^, EJlAUuiaJcati
ФГБУН «СПИИРАН»
Разработка теории и прикладных методов
анализа эффективности информационно-
управляющих систем, обеспечивающих процессы
сбора и обработки данных и информации,
моделирования и оценивания эффективности
применения РКТ
Введение
Вторая половина XX в. знаменуется наступлением кос-
мической эры, начало которой положил успешный запуск
первого искусственного спутника Земли, созданного благо-
даря таланту и самоотверженному труду советских граж-
данских и военных ученых и специалистов, работавших
в НИИ, войсковых частях и предприятиях тогда еще фор-
мирующейся ракетно-космической отрасли отечественной
промышленности.
Прошло уже более 60 лет с момента этого выдающегося
события, после которого началось крупномасштабное осво-
ение уже всем человечеством окружающего космического
пространства и непосредственное использование получен-
ных результатов в своей практической деятельности. Сей-
час уже трудно представить современные территориально
распределенные производственные и сервисные системы,
входящие в состав международных корпораций и холдингов,
многочисленные транспортные и логистические системы,
городское хозяйство и государственные структуры без кос-
мических систем оптико-электронного, радиолокационного,
радио- и радиотехнического наблюдения, космической связи,
навигационно-временного, геодезического, эколого-метео-
рологического обеспечения, формируемого с использовани-
ем соответствующих космических комплексов и космических
информационных технологий. Важная роль в вопросах обе-
спечения требуемого уровня обороноспособности страны от-
водилась и в настоящее время отводится различным классам
космических средств и систем.
Необходимо отметить, что как орбитальные, так и назем-
ные космические средства, представляющие собой, в общем
случае, аппаратно-программные комплексы, предназначен-
ные для решения или обеспечения решения задач освоения
и использования космического пространства, относятся
к классу дорогостоящих сложных технических объектов, вхо-
дящих в состав соответствующих критических инфраструк-
тур. Поэтому начиная с самых первых образцов КСр вопросы
оценивания и анализа эффективности создания и использо-
вания указанных средств на различных этапах их жизненного
цикла были весьма актуальными и значимыми.
При этом ввиду сложности КСр как объектов управления
и особых условий их запуска и применения (колоссальные
перегрузки, вызванные реактивными, гравитационными и
аэродинамическими силами, а также постоянные возмуща-
ющие воздействия факторов космического пространства
на бортовые системы космических аппаратов и т. п.) не по-
зволяли, опираясь только на экспериментальные данные,
производить упреждающее прогнозирование их работоспо-
собности. Поэтому для количественного оценивания таких
базовых свойств КСр, как эффективность, надежность, отка-
зоустойчивость, живучесть, катастрофоустойчивость и т. п.
а также в целях автоматизации и интеллектуализации соот-
ветствующей управленческой деятельности на практике ши-
роко использовались классические методы математического
моделирования, прежде всего аналитико-имитационного
моделирования), которые в последнее десятилетие стали
дополняться методами интеллектуального моделирования,
базирующимися на концепциях инженерии знаний и искус-
ственного интеллекта.
За прошедшие практически шесть десятилетий накоплен
колоссальный опыт, а также научные и практические ре-
483
ФГБУН «СПИИРАН»
Базовой организацией, осущест-
вляющей формирование облика, соста-
ва и инфраструктур как полигонных из-
мерительных пунктов, так и наземного
командно-измерительного комплекса
средств измерения и наблюдения на-
земных и плавучих измерительных пун-
ктов в то время (конец 1950-х гг.) был
определен НИИ-4.
Начиная с июня 1955 г. по тех-
ническим предложениям, разрабо-
танным НИИ-4, на Южном полигоне
(НИИП-5) начала создаваться сеть
измерительных пунктов. Непосред-
Эволюция базовых информационных технологий, положенных в основу ИУС КСр
зультаты в рассматриваемой предметной области, которыми
можно воспользоваться в XXI в. на новом этапе освоения кос-
мического пространства.
Проведем краткий исторический анализ того, как разви-
валась теория и практика решения проблем анализа эффек-
тивности информационно-управляющих систем, обеспечи-
вающих процессы сбора и обработки данных и информации
о состоянии КСр, комплексного моделирования, прогнозиро-
вания и оценивания эффективности применения отечествен-
ной ракетно-космической техники.
История развития информационно-
управляющих систем КСр и методов
моделирования и анализа их функционирования
На рисунке в обобщенном виде представлена эволюция
базовых информационных технологий, которые в 1960-
1990-е гг. были положены в основу создания первых по-
колений соответствующих информационно-управляющих
систем, широко используемых далее на протяжении не-
скольких десятков лет на предприятиях отечественной
ракетно-космической отрасли промышленности, а также
в частях и подразделениях Главного управления косми-
ческих средств, которое в последующем (на протяжении
более 50 лет) последовательно преобразовывалось в Во-
енно-космические силы, Космические войска, Войска
воздушно-космической обороны, Воздушно-космические
силы. Первоначально созданные в рамках ГУКОС для реше-
ния частных расчетных задач ИУС по мере совершенствова-
ния стали объединяться в отдельные автоматизированные
информационные системы передачи, хранения, обработки,
анализа и отображения отдельных видов данных и инфор-
мации, циркулирующих в контурах управления КСр как на
полигонах запуска (г. Плесецк - Северный полигон, г. Ле-
нинск - Южный полигон), так и организациях (воинских
частях, промышленных предприятиях), осуществляющих
управление КСр на этапе орбитального полета. К таким дан-
ным и информации относились, прежде всего, результаты
траекторных и телеметрических измерений, командно-про-
граммная и специальная информация.
ственными участниками разверты-
вания измерительных средств были
ПААгаджанов, И.В.Мещеряков,
И.Ф.Тащилин, В.Т.Долгов, И.И.Гре-
бенщиков, Е.В.Яковлев, ВАПятаков, И.В.Смирнов, ВАРубцов,
ИААртельщиков, В.Т.Гарибян, А.Т.Бе-ляев, В.П.Кузнецов,
А.П.Волосков, М.М. Анохин, В.Н.Медведев, А.В.Есипенко,
Т.А.Короленко, В.И.Оку-нев и др. Они же проводили обучение
работе на аппаратуре штатного состава сотрудников полигона,
который возглавлял генерал-лейтенант ААВасильев. Научное
руководство вводом измерительного комплекса в эксплуата-
цию осуществлял ПААгаджанов. В этот период в НИИ-4 был
проведен большой комплекс работ по баллистическому обо-
снованию состава и размещения средств наземного командно-
измерительного комплекса средств измерения и наблюдения
наземных и плавучих измерительных пунктов. Увеличение
объема исследований по космической тематике, проводимых
в НИИ-4 во второй половине 1950-х гг., обусловило необхо-
димость более широкого привлечения специалистов Институ-
та к решению вопросов дальнейшего развития и применения
измерительного комплекса. В 1957 г. для обеспечения пусков
межконтинентальных ракет, запусков ИСЗ и других космиче-
ских объектов при институте создается Координационно-вы-
числительный центр.
Институт совместно с целым рядом проектных органи-
заций МО проектирует, оборудует и формирует наземный
командно-измерительный комплекс в составе 13 отдельных
научно-измерительных пунктов, расположенных по всей
территории Советского Союза - от Ленинграда до Камчат-
ки - и руководит его работой. В первые годы начальниками
девяти научно-измерительных пунктов были офицеры, ве-
дущие специалисты института Н.А.Болдин, В.Я.Будиловский,
Б.Н.Дроздов, В.И.Краснопер, В.В.Лавровский, М АНиколенко,
М.С.Пастернак, Н.Г.Фадеев, ФАКрупецкий.
15 мая 1957 г. траекторный измерительный комплекс
НИИП-5 МО впервые участвовал в испытаниях МБР Р-7, а 4 ок-
тября 1957 г. комплекс обеспечил получение необходимой ин-
формации по первому в истории ИСЗ.
В последующем в соответствии с постановлением Со-
вета Министров СССР № 514-232 от 13 мая 1959 г. специ-
алистами НИИ-4 на основании опыта, полученного в ходе
испытаний космической техники на Южном полигоне, был
разработан проект нового измерительного комплекса. Со-
гласно проекту, для установки новой аппаратуры были
484
Глава 23
использованы существующие и вновь создаваемые изме-
рительные пункты. Часть аппаратуры осталась от старого
измерительного комплекса.
В результате огромных усилий научных сотрудников
НИИ-4, инженеров-испытателей полигона и представителей
промышленности в конце 1950-х гг. был проведен боль-
шой объем работ по коренной модернизации полигонного
траекторного комплекса. Упорная и настойчивая работа ин-
женерных работников, в т. ч. НИИ-4, в этот период создала
необходимые условия для успешного завершения процесса
полной модернизации комплекса траекторных измеритель-
ных средств к моменту начала летных испытаний МБР 3-16
в 1960 г. В развитии комплекса траекторных измерений боль-
шую роль сыграли сотрудники института ИААртельщиков,
В.Т.Гарибян, В.Н.Медведев, А.И.Арутюнов, В.Д.Щвед,
Е.Ф.Пискун, ВАЮревич, М.М.Анохин, Б.В.Акимов и др.
Говоря о техническом оснащении ИУС, входящих в состав
ПИК, НКИК, на первом этапе их развития (середина 1950-х- ко-
нец 1970-х гг.), необходимо в первую очередь выделить такие
ЭВМ 2-го поколения, как М-20, М-220М, М-222, «Минск-22»,
«Минск-32», СМ-4. На данных ЭВМ в автоматизированном ре-
жиме решались лишь отдельные частные задачи информаци-
онного обеспечения и управления различными классами КСр.
К таким задачам в первую очередь относились задачи сбора,
обработки, хранения, отображения и анализа траекторных и
телеметрических измерений, командно-программной инфор-
мации, специальной информации и их комбинаций.
На втором этапе развития ИУС КСр (1980-е - начало
2000-х гг.) проводились работы по унификации процессов
использования разработанных к тому времени информаци-
онных технологий на основе широкого внедрения типовых
модулей автоматизации. В качестве основного элемента
технической базы в реализации концепции типизации и уни-
фикации комплексов средств автоматизации были выбраны
ЭВМ серии «Ряд» (ЕС). Наряду с указанными ЭВМ в отдель-
I
ВО-е годы — 90-е годы — Сегодня — Автом ат иза иия вгей ИТ -
Автоматизация Автоматизация инфраструктуры, придание ей способности
внутренних	персонажной адаптироваться к требованиям бизнеса,
процессов	офисной	Главная цепь: стадийность надежность
(back office•. раооты iffont скорость и возврат инвестиций
Главная цели: office). Главная	Адаптивное предприятие
стаоильность и не ты скорость
надежность
Системы ориентированные^’'^ Grid
на бизнес	т-
: Web-службы
Системы,
риеитированмые
/	на сервисы
-.internet-системы
-серверные системы
Персональные компьютеры
Этапы эволюционного развития автоматизированных и информационных систем
ных центрах управления полетом КА успешно эксплуатирова-
лись такие вычислительные комплексы, как БЭСМ-6, БЭСМ-7,
«Эльбрус-1 К2».
На основе использования разработанной концепции
унификации и автоматизации к началу 1990 г. в Военно-кос-
мических силах МО СССР было создано и успешно эксплуа-
тировалось несколько АСУ космическими системами связи,
навигации и наблюдения.
В этот же период времени начинают проектироваться и ре-
ализовываться, во-первых, технологии баз данных, позволяю-
щие уйти от обособленных массивов данных к централизован-
ным банкам и базам данных, во-вторых, появляются первые
образцы систем автоматизации проектирования, автоматизи-
рованных систем обмена данными, которые легли в основу
современных телекоммуникационных сетей. Указанные сети
позволили приступить к объединению территориально-рас-
пределенных информационно-вычислительных ресурсов АСУ
разнотипными космическими аппаратами в наземный автома-
тизированный комплекс управления.
В указанный период времени большую роль в теоре-
тическом обосновании как облика перечисленных АСУ КА,
так и их основных подсистем (программно-математическо-
го, технического и информационного обеспечения), а так-
же практической реализации сформулированных предло-
жений сыграли научные коллективы и научные школы ВКА
им. А.Ф.Можайского. Среди них в первую очередь можно
выделить научные школы, возглавляемые д.т.н., профес-
сором В.А.Смагиным (были сформированы и практически
реализованы теоретические основы контроля надежности
вычислительных средств космических систем и их программ-
ного обеспечения, повышения эффективности и качества вы-
числительных машин), д.т.н., профессором Ю.Г.Ростовцевым
(сформированы подходы к системному анализу сложных во-
енно-технических и организационных систем, разработаны
модели и методы оценивания военно-политической обстанов-
ки на основе новых информаци-
онных технологий, субъектно-объ-
ектный подход к моделированию
на основе принципа вложенности
моделей), д.т.н., профессором
Ю.И.Рыжиковым (развиты теория
управления запасами, численные
методы теории очередей и авто-
матизации разработки надежного
программного обеспечения, ме-
тоды и алгоритмы расчета вероят-
ностно-временных характеристик
информационно-вычислительных
комплексов и систем наземных
комплексов управления косми-
ческими средствами и анализа
эффективности вычислительных
процессов), д.т.н., профессором
генерал-майором В.Е.Дулевичем
(заложены теоретические осно-
вы исследования статистических
характеристик радиолокационных
сигналов различных типов назем-
485
ФГБУН «СПИИРАН»
ных и морских объектов, разработана обобщенная марков-
сковская модель радиолокационного канала для оценивания
информационных возможностей радиолокационных станций
различного назначения.), д.т.н., профессором К.Н.Бариновым
(разработаны теория и методы синтеза алгоритмов оптими-
зации орбитального многоимпульсного маневрирования кос-
мических аппаратов, получено решение маршрутных задач),
д.т.н., профессором М.С.Сергеевым (предложены методы
синтеза алгоритмов оптимизации управления движением ма-
неврирующих космических аппаратов, общий методический
подход к решению задач дифференциальной игры в космо-
се), д.т.н., профессором С.К.Слезкинским (разработаны под-
ходы к обоснованию баллистических структур космических
систем различного назначения, теория баллистического по-
добия тел, движущихся в плотных слоях атмосферы.
В 1977 г. в составе ВКА им. А.Ф.Можайского на базе фа-
культета космофизики и метеорологии был создан новый, уни-
кальный в МО СССР, факультет сбора и обработки космиче-
ской информации (начальник факультета - д.т.н., профессор
генерал-майор Р.М.Юсупов). На факультете начали проводить-
ся подготовка инженеров и научные исследования в области
контроля состояния окружающей среды и функционирования
различных классов гражданских и военных объектов в ней по
результатам наблюдений из космоса. Контроль проводился
в оптическом, инфракрасном, радиолокационном и других
диапазонах электромагнитных волн. Со временем на факуль-
тете сформировались и активно развивались также такие на-
учные школы, как теория обнаружения, анализа и обработки
сложных сигналов (Е.Г.Логачев, С.И.Давыдов), искусственный
интеллект и его применение в задачах обработки информации
(Р.М.Юсупов, В.И.Городецкий, Ю.Г.Ростовцев, В.В.Дрожжин),
теория синтеза систем видовых средств наблюдения и ав-
томатизации обработки видовой информации (Б.В.Титков,
А.Ф.Мельканович), теория анализа и синтеза комплексных
систем контроля (ААЯковлев). Деятельность факультета се-
рьезно повлияла на дальнейшее развитие систем и методов
комплексного наблюдения и оценивания их эффективности.
Говоря о разработке программ оперативного бал-
листического обеспечения полетов КСр, входящих в со-
став ИУС того периода времени, следует наряду с пред-
ставителями ВКА им. А.Ф.Можайского также перечислить
большой коллектив специалистов, которые внесли су-
щественный вклад в перечисленные работы. Среди них -
Н.М.Иванов, В.Н.Почукаев, В.С.Поляков (ЦНИИмаш);
А.В.Цепелев, М.П.Неволько, В.С.Чаплинский, Г.В.Степанов,
Ю.А.Климов, А.В.Забокрицкий, С.Я.Нагибин (50 ЦНИИ КС
МО); Б.С.Скребушевский, А.И.Назаренко (45 ЦНИИ МО);
Ю.Г.Сихарулидзе, В.В.Ивашкин (ИПМ АН); Ю.П.Улыбышев
(НПО «Энергия»); В.А.Бартенев (НПО ПМ); Г.Г.Ступак (ГЦИУ
КС); Р.Р.Назиров, Б.Ц.Бахшиян (ИКИ АН); В.А.Ярошевский
(ЦАГИ им. Н.Е.Жуковского); К.Г.Суханов, В.П.Корягин,
К.М.Пичхадзе (НПО им. САЛавочкина); ВАМодестов
(НПО машиностроения); В.Н.Брандин, Г.Н.Разоренов (ВА
им. Ф.Э.Дзержинского).
Необходимо отметить, что в настоящее время резуль-
таты решения задач сбора и обработки данных и инфор-
мации в достаточной мере удовлетворяют требованиям
систем информационно-телеметрического обеспечения
для каждого конкретного класса КСр. Действительно, к их
решению на протяжении нескольких десятков лет было
приковано пристальное внимание соответствующих спе-
циалистов (как в теоретической, так и практической сфе-
ре), начиная с разработки и появления в начале 1970-х гг.
первой полнофункциональной версии специального про-
граммного обеспечения обработки ТМИ М0-1КМЦ, вплоть
до ныне использующихся, разрабатываемых и внедряемых
программных комплексов автоматизированной обработки и
анализа ТМИ - ПМО-90М, БМ0-2М, «Крым-2М», «Родник»,
«Арктур» и ряда других.
Задачи же анализа данных и информации, несмотря на
прошедшие десятилетия космической эры, до сих пор, к со-
жалению, решаются, как правило, вручную (за некоторыми
исключениями). А поскольку целью функционирования си-
стем информационно-телеметрического обеспечения как
подсистемы АСУ КСр все же является получение результатов
анализа, то имеющиеся при этом характеристики получаемых
таким способом результатов анализа (как по оперативности
их получения, так по их достоверности и т. п.) в большин-
стве случаев не удовлетворяют требованиям и СИТО, и АСУ
в целом.
Современное состояние проблемы автоматизации
управления КСр как основного пути внедрения в практику
управления перспективных ИТ можно охарактеризовать как
переход от «стихийного» этапа, когда применяется «метод
проб и ошибок», к «сознательному», характерной чертой
которого является обязательное обоснование методологи-
ческих принципов построения разрабатываемого программ-
ного продукта с учетом всех ограничений и условий его
применения. При этом еще на этапе замысла необходимо
определиться с принципиальной возможностью рассматри-
ваемого вида автоматизации и оценить не только положи-
тельный эффект от применения программного комплекса,
но и отрицательный.
С самого начала активной космической деятельности оте-
чественным и зарубежным специалистам стало ясно, что обе-
спечение необходимого перечня требований невозможно без
наличия соответствующей прикладной математической тео-
рии, лежащей в основе создания и сопровождения рассма-
триваемых версий специального программного обеспечения
анализа данных и информации. Действительно, в практике
программирования подобных систем в последнее время сло-
жилась парадоксальная ситуация. С одной стороны, благо-
даря впечатляющим успехам развития вычислительной тех-
ники в распоряжении специалистов имеются ЭВМ, которые
работают быстрее первых серийных машин в сотни тысяч и
миллионы раз. Производительность же труда программистов
выросла всего лишь в десятки раз. В связи с этим неизбеж-
ный путь преодоления возникающих проблем - всесторонняя
автоматизация самого процесса создания и сопровождения
больших специализированных программных комплексов,
а значит, и развитие теории программирования, моделирую-
щей объекты, явления, процессы, имеющиеся при создании
таких ПК. При этом главная цель развития теории и ее при-
кладных аспектов - решение фундаментальных проблем и
поиск фундаментальных идей, приводящих к качественно но-
вым решениям практики. Если с текущими задачами помога-
486
Глава 23
ет справиться смекалка и опыт программиста-разработчика
и инженера по сопровождению ПК, то принципиально новые
решения появляются как результат глубокого анализа основ
разработки и сопровождения ПК.
Фундаментальный вклад в становление методологиче-
ской основы разработки и сопровождения программных
комплексов автоматизированного анализа данных и инфор-
мации, предназначенных для решения задач мониторинга
состояний ОРКВ, внесли такие выдающиеся отечественные
и зарубежные ученые, как П.С.Александров, В.М.Глушков,
БАГоловкин,	А.Л.Горелик,	Л.Г.Евланов,	А.П.Ершов,
Ю.И.Журавлев,	С.К.Клини,	А.Н.Колмогоров,	В.Е.Котов,
К.Куратовский,	А.А.Ляпунов,	А.И.Мальцев,	ААМарков,
А.С.Нариньяни,	Н.Н.Непейвода, Н.Нильсон,	Дж.Питерсон,
Г.С.Поспелов, Д.А.Поспелов, Э.Х.Тыугу, Ю.И.Янов, развившие
базовые элементы таких научных направлений, как теория
автоматов, теория алгоритмов, теория искусственного интел-
лекта, математическая логика, общая топология, теория про-
граммирования (Computer Science), теория распознавания
образов, теория статистических выводов и решений, теория
формальных языков и грамматик и др.
Потребности практики стимулировали развитие конструк-
тивных прикладных теорий, решающих большую часть про-
блем, возникающих при АА данных и информации, в широком
смысле. Среди них можно отметить, в частности, следующие
направления исследований, результаты которых опубликова-
ны в работах ученых МО РФ, оборонной промышленности,
Военно-космической академии им. А.Ф.Можайского за по-
следние два десятилетия:
-	разработка и исследование моделей и методов ситуа-
ционной оценки групп параметров - в работах В.П.Божкова
(50 ЦНИИ КС), Н.Н.Бойко (РНИИ КП), А.Б.Казакова (ВКА),
В.Г.Кравец, В.Е.Любинского (ЦНИИмаш);
-	разработка методов, основанных на представлении
процесса анализа марковскими цепями, и методов тео-
рии статистических решений - в работах А.Л.Пчелинцева
(ВА им. Ф.Э.Дзержинского), В.И.Сучкова, А.Ю.Шевченко,
Р.М.Юсупова (ВКА, СПИИРАН);
-	разработка и исследование моделей и методов опти-
мального диагностирования бортовых систем КСр - в рабо-
тах С.В.Гальцева, А.К.Дмитриева (ВКА);
-	разработка моделей, методов и алгоритмов контроля
функционирования БС КСр на основе автоматно-лингвисти-
ческого подхода - в работах В.Г.Зиновьева, ААЛотарева,
В.Б.Мальцева, М.Ю.Охтилева (ВКА);
-	разработка и исследование моделей и методов, основан-
ных на вычислительных моделях и интеллектуальных систе-
мах поддержки принятия решений - в работах М.Ю.Охтилева,
Б.В.Соколова, О.В.Майдановича, А.Ю.Чуприкова,
А.Ю.Россиева, ПАСтепанова (ВКА, СПИИРАН, ГУАП, космо-
дром Плесецк);
-	разработка моделей и методов анализа времен-
ных циклограмм функционирования БС ОКВ - в работах
С.Е.Богомолова, А.Г.Янковского (ВКА);
-	разработка и исследование логико-продукцион-
ных моделей и методов оценивания состояний - в ра-
ботах В.В.Длужневского (53 ГИКЦ), В.И.Городецкого,
В.В.Дрожжина, В.Я.Яцука (ВКА, СПИИРАН);
-	разработка и исследование способов представления
сложно формализуемых знаний о КСр на основе знакового
моделирования и общая организация процесса мониторинга
состояний - в работах Ю.Г.Ростовцева (ВКА);
-	разработка и исследование методов управления и опти-
мизации процесса вычислений в комплексах обработки дан-
ных - в работах В.Н.Калинина, В.Н.Кустова, Б.А.Резникова,
Б.В.Соколова (ВКА, СПИИРАН);
-	разработка методологии проектирования и сопро-
вождения СПО обработки данных - в работах А.Г.Ломако,
В.В.Ковалева, В.М.Зима, А.Ю.Слесарева (ВКА);
-	разработка и исследование методов повышения про-
граммно-алгоритмической и информационной надежно-
сти вычислений - в работах В.Н.Кустова, С.П.Присяжнюка,
Ю.И.Рыжикова, А.Д.Хомоненко (ВКА, СПИИРАН, ПГУПС) и
ряд других.
Большую роль в формировании методологических
и методических основ создания и развития в целом АСУ
космическими комплексами различного целевого назна-
чения сыграли научные школы, возглавляемые такими вы-
дающимися учеными ВКА им. А.Ф.Можайского, как д.т.н.,
профессор генерал-майор Н.И.Буренин, д.т.н., профессор
Ф.М.Килин, д.т.н., профессор генерал-майор В.Н.Калинин,
д.т.н., профессор Б.А.Резников. Так, в частности, проф.
В.Н.Калининым была разработана новая прикладная те-
ория управления - космическая кибернетика, в рамках
которой был предложен новый класс комбинированных
математических моделей сложных технических объектов
(в т. ч. КСр), названных им активными подвижными объ-
ектами, разработаны и модифицированы многочисленные
методы анализа и синтеза программ наблюдения и управ-
ления данными объектами. Проф. Б.А.Резников заложил
фундамент научной школы системного анализа и военной
системотехники, разработал теорию наблюдения состоя-
ния динамических систем, многомодельного и многокри-
териального синтеза структур автоматизированных си-
стем управления космическими средствами, оценивания
показателей устойчивости и живучести сложных военно-
технических систем.
Наряду с ВКА им. А.Ф.Можайского в рассматриваемый
период времени большой вклад в обоснование облика как
НАКУ, так и в целом АСУ космических войск внесли науч-
ные коллективы ВА им. Ф.Э.Дзержинского, возглавляемые
д.т.н., профессором Б.И.Глазовым и д.в.н., профессором
С.Ф.Альшевским. В составе соответствующих авторских
коллективов успешно трудились ДАЛовцов, И.И.Семеряко,
В.В.Бетанов, М.И.Кудряшов, Ф.В.Звягин.
Приоритетным направлением исследований, выполняе-
мых 50 ЦНИИ МО СССР (который в конце 1997 г. вошел в со-
став 4 ЦНИИ МО РФ), в рассматриваемый период времени
была разработка и обоснование Концепции создания и разви-
тия на долевой основе Единого государственного наземного
автоматизированного комплекса управления космическими
аппаратами и измерений. В данных работах принимали ак-
тивное участие В.Н.Медведев, В.П.Коновалов, А.А.Балан,
ЛАСпирин, Л.Н.Морозов и многие другие ученые института.
Возглавлял указанную работу д.т.н., профессор генерал-май-
ор ВАМеншиков.
487
ФГБУН «СПИИРАН»
Научными коллективами 4 ЦНИИ, возглавляемыми д.т.н.,
профессором генерал-лейтенантом Л.И.Волковым, д.т.н.,
профессором генерал-майором В.З.Дворкиным, д.т.н., про-
фессором А.В.Шевыревым, в этот период был разработан
Системный проект Единого Государственного НАКУ, разра-
ботаны предложения в Программу работ по поддержанию и
развитию Единого Государственного НАКУ и измерений на пе-
риод 2003-2010 гг., утвержденную в августе 2003 г. команду-
ющим КВ и генеральным директором РКА. Основными прин-
ципами дальнейшего развития Единого Государственного
НАКУ КА и измерений определены внедрение перспективных
ресурсосберегающих технологий управления КА и контроля
пусков изделий РКТ, оптимизация его структуры, унифика-
ция программно-аппаратных средств с целью обеспечения
требуемой эффективности выполнения задач при минималь-
ных бюджетных ассигнованиях. В данных работах принимали
активное участие такие ученые института, как С.В.Васильев,
А.М.Полунин, М.Ю.Кисляков, В.А.Шамаев, М.В.Горбачев.
В ходе выполненных работ были разработаны предложения
по совершенствованию научно-методического и норматив-
но-технического обеспечения развития экспериментально-
испытательной базы космодромов КВ и полигона РВСН. Во
взаимодействии с другими организациями Минобороны РФ
разработаны и представлены в Правительство РФ проекты
Целевой программы перевода запусков КА с космодрома
Байконур на космодром Плесецк, а также проекты Указа пре-
зидента РФ «О неотложных мерах по сбалансированному
развитию и эксплуатации космодромов РФ в 2001-2010 гг.»
и Постановления Правительства РФ «О мерах по поддержа-
нию и развитию космодрома Плесецк в 2001-2010 гг.». Были
обоснованы направления развития полигонных комплексов
4 ГЦМП, 43 ОНИС и измерительных комплексов космодро-
мов 1 ГИК, 2 ГИК, 5 ГИК. В работах по развитию полигонов
РВСН и космодромов КВ принимали участие К.С.Павловский,
С.В.Васильев, В.Н.Короленко, А.М.Полунин, Н.Ф.Родичкин.
Р.М.Кахриманов, А.С.Суринов, С.А.Богданов, Б.Б.Самаркин.
С учетом новых условий определены перспективы развития
систем и средств информационного обмена в НАКУ. Обосно-
вано создание многопараметрического оптико-электронного
и лазерного комплекса наземного базирования межвидового
применения. Также в рассматриваемый период времени были
проведены исследования устойчивости управления КА и за-
щиты информации, результатом которых стало обоснование
необходимости внедрения перспективных технологий сете-
вого управления КА, создание малогабаритных подвижных
(перебазируемых) наземных КИП и унифицированной шиф-
ровальной аппаратуры космических радиолиний различного
назначения. Успешному решению задач по созданию перспек-
тивной техники информационного обмена способствовали
теоретические исследования В.С.Чаплинского, Н.А.Кащеева,
М.В.Горбачева. В проведении исследований также принимали
участие С.Г.Соколов, В.В.Боцва, В.Г.Полешкин, А.В.Кобзев,
ВАБугрим, А.Д.Максимов.
Говоря о современном, третьем (начиная с 2000-х гг.),
этапе развития ИУС и АСУ КСр в целом, необходимо подчер-
кнуть, что на данном этапе на основе широкого внедрения
ПЭВМ и модернизации используемых до этого ЭВМ средне-
го и большого класса (мэйнфреймов) происходит эволю-
ционное комплексирование и интеграция существующих и
перспективных космических информационных ресурсов и
интеллектуальных технологий. Данная интеграция предо-
ставляет широкие возможности и перспективы. Так, напри-
мер, созданные в тот период ИУС и реализуемые с их помо-
щью космические информационные технологии позволили
обеспечить:
-	увеличение глобальности и непрерывности управления
КСр на основе создания сетевых структур информационного
обмена с КА различных классов;
-	внедрение методов ситуационной пакетной телеметрии,
позволяющих формировать гибкие программы телеизмере-
ний прямо на борту КА;
-	существенное сокращение объема измерений текущих
навигационных параметров, проводимых средствами на-
земного комплекса управления, на основе всестороннего
использования навигационного и частотно-временного поля,
создаваемого отечественной навигационной космической си-
стемой ГЛОНАСС;
-	создание новых поколений КСр (модернизация суще-
ствующих КСр) в целях повышения уровня их унификации и
многофункциональности, что обеспечит необходимые усло-
вия для адаптации и самоорганизации процессов автомати-
зированного (автоматического) управления КА в различных
условиях динамично изменяющейся обстановки;
-	децентрализацию (пространственно-временная рас-
пределенность) процессов сбора, обработки, представле-
ния, принятия решений, хранения и доступа к информации,
циркулирующей в контурах управления КСр, реализуемая
посредством создания интегрированных распределенных
баз данных и знаний с необходимым уровнем обеспечения
защиты информации;
-	повышение САС орбитальных КСр за счет функциональ-
ного резервирования, конфигурирования и реконфигурации
бортового программного обеспечения.
Однако для реализации перечисленных возможностей в на-
чале 2000-х гг. необходим был переход на принципиально но-
вую концепцию создания и использования перспективных ИУС
в составе соответствующих АСУ КСр, в основу которой должны
были быть положены следующие основные принципы:
-	переход от классических вычислений к альтернативным
способам организации вычислительного процесса;
-	использование технологии активных объектов;
-	ориентация на приоритет модели, а не алгоритма;
-	реализация естественного параллелизма вычислений;
-	проактивность и самоорганизация вычислений^
При этом центральной тенденцией дальнейшего разви-
тия ИУС КСр в XXI в., как показал последующей опыт прак-
тической деятельности, был связан с их дальнейшей ин-
теграцией для повышения эффективности использования
имеющихся информационных ресурсов в ходе создания
и эксплуатации существующих и перспективных образцов
РКТ. В качестве подтверждения данного тезиса можно при-
вести пример нынешней структуры ракетно-космической
отрасли промышленности РФ, представляющей собой
сложный разнородный территориально-распределенный
иерархически-сетевой организационно-технический ком-
плекс.
488
Глава 23
Разработанные в начале XXI в. новые поколения интел-
лектуальных информационных технологий (например, RFID-,
ZigBee-, GSM-, GPS-, ГЛОНАСС-технологии и т. п.) и соответ-
ствующих киберфизических систем создали материальную
основу для формирования принципиально нового уровня
организации управления жизненного цикла РКТ. Централь-
ную роль в реализации данной тенденции вот уже более двух
десятков лет играли и продолжают играть разнотипные и раз-
ноуровневые интегрированные системы поддержки принятия
решений, представляющие собой интеллектуальное ядро су-
ществующих ИУС и АСУ РКТ в целом.
Над их созданием работали и продолжают работать
многочисленные творческие коллективы таких научных,
учебных, промышленных организаций и предприятий, как
ВЦ РАН, ИСА РАН, ИПУ РАН (г. Москва); СПИИРАН (г. Санкт-
Петербург); среди высших учебных заведений - МГУ, МАИ,
МВТУ (г. Москва), СПбГУ, ЛЭТИ, ГУАП, Военмех, (г. Санкт-
Петербург), ТГТУ (г. Таганрог); среди промышленных ор-
ганизаций можно назвать «Системы управления», ЦНИИ
ЭИСУ, Концерн ПВО «Алмаз-Антей» (г. Москва), Концерн
Радиостроения «Вега» (г. Москва), Концерн «Созвездие»
(г. Воронеж), Объединенную авиастроительную корпора-
цию (г. Москва), РКК «Энергия» им. С.П.Королева (г. Ко-
ролев Московской обл.), ГАК «Оборонпромкомплекс» и
АО «Концерн «Системпром» (г. Москва), ВПК «НПО ма-
шиностроения» (г. Реутов Московской обл.), ГРЦ Макеева
(г. Миасс Челябинской обл.), «Информационные спутни-
ковые системы» им. академика М.Ф.Решетнева (г. Желез-
ногорск Красноярского края), Концерн «Гранит-Электрон»
(г. Санкт-Петербург), Концерн «Моринформсистема-Агат»
(г. Москва), Концерн «НПО «Аврора», Объединенную судо-
строительную корпорацию, Центр технологии судостроения
и судоремонта (г. Санкт-Петербург) и ряд других.
Наиболее интересные теоретические результаты в обла-
сти проектирования и использования отдельных подсистем
СППР в интересах МО РФ (и ВКС, в частности) за последние
годы были получены в ВЦ РАН (инструментальные средства
комплексного моделирования - член-корр. Ю.Н.Павловский,
проф. В.И.Елкин), ИСА РАН (методология и технологии ин-
теллектуальной поддержки принятия решений при управ-
лении сложными организационно-техническими система-
ми - профессора А.Б.Петровский, Г.С.Осипов, В.М.Хачумов),
ИПУ РАН (методология и технологии управления СОТС на
основе сценарного подхода - проф. В.В.Кульба; методологии
и интеллектуальные технологии принятия решений в сла-
бострукурированных предметных областях - профессора
Э.А.Трахтенгерц, В.Г.Лебедев, А.А.Дорофенюк; когнитив-
ное моделирование и управление развитием ситуаций-
Н.А.Абрамова), СПИИРАН (системы поддержки принятия
распределенных решений, основанные на мультиагентных
технологиях - проф. В.И.Городецкий; СППР, основанные
на парадигме управления знаниями - проф. А.В.Смирнов;
интеллектуальные геоинформационные системы - проф.
В.В.Попович; интеллектуальные многомодальные интерфей-
сы - профессор РАН АЛ.Ронжин; методология и технологии
интеллектуального проактивного управления СОТС - про-
фессора М.Ю.Охтилев и Б.В.Соколов). Кроме того, весьма
интересные разработки в области военного применения
Функциональная схема распределенной системы информации о контроле состояния космических объектов и объектов наземной
косми чегкой и»;Ирасгручтуры в реальном масштабе i >рем< »ни на всех этапах их жиз>;енного цикла
Функциональная схема распределенной системы информации о контроле состояния космических объектов
и объектов наземной инфраструктуры на всех этапах их жизненного цикла
489
ФГБУН «СПИИРАН»
СППР имеются в ЛЭТИ (интегрированные интеллектуальные
геоинформационные и мониторинговые системы - проф.
А.И.Яшин), ТГТУ (мультиагентные технологии интеллектуаль-
ного управления робототехническими комплексами - акаде-
мик РАН И.А.Каляев).
Полученные фундаментальные научные результаты в те-
чение последних 10-15 лет были реализованы в организа-
циях и на предприятиях Государственной корпорации Рос-
космос, в Военно-космических силах, Космических войсках,
а последнее время в Воздушно-космических силах. К указан-
ным результатам можно отнести разработки в области созда-
ния специального программно-математического обеспечения
планирования и управления БС КА (НАДолгих, Г.И.Ломако,
Б.В.Казак, Г.Н.Воробьев - 50 ЦНИИ, ВКА), долгосрочного и
оперативного планирования радиотехнических комплексов
НАКУ (В.А.Желудов, ААКовалев, В.М.Шибко, В.В.Спица,
О.Л.Пудовкин, А.А.Спирин, В.В.Шамаев, В.Е.Бирюков,
Б.В.Соколов - 50 ЦНИИ, ВКА, 53 ГИКЦ), планирования мо-
бильных пунктов управления (В.А.Ерофеев, Б.Н.Шершень,
Б.Н.Казак, Д.А.Коновалов, А.Н.Павлов, М.А.Калинкин,
Б.В.Соколов, В.В.Герасев-50 ЦНИИ, ВКА, 53 ГИКЦ), совмест-
ного планирования БС КА и РТК (К.П.Мезенцев, С.Б.Култашев,
В.В.Пономарев - 50 ЦНИИ, ВКА), координационного плани-
рования работы РТК НАКУ (Л.И.Гаров, Б.В.Москвин - ВКА,
53 ГИКЦ), планирования и управления работой систем об-
мена данными (С.П.Присяжнюк, А.В.Родионов - ВКА), пла-
нирования и управления работой вычислительных средств
центов управления полетом КА (В.А.Котов, И.С.Румянцев,
В.В.Неведомский, В.А.Корниенко - ВКА, 53 ГИКЦ).
При решении всех перечисленных задач анализа и синте-
за ИУС КСр центральную роль играли и продолжают играть
соответствующие модели и технологии моделирования. Они
в процессе развития ИУС КСр также прошли свой эволюцион-
ный путь развития. Наибольшее распространение на первом
этапе развития ИУС получили детерминированные и стоха-
стические аналитические модели обработки, анализа и про-
гнозирования параметров движения КСр (ракет-носителей
и космических аппаратов), а также параметров состояния
бортовых систем указанных КСр. Однако по мере усложнения
ИУС КСр усложнялись соответствующие модели, в число ко-
торых вошли имитационные модели, логико-алгебраические,
логико-лингвистические, логико-динамические модели и их
комбинации.
В современных условиях все перечисленные виды мо-
делей объединяются в рамках концепции комплексного (си-
стемного) моделирования и сложных объектов (в т. ч. КСр),
под которой понимается методология и технологии полимо-
дельного описания указанных объектов, а также комбини-
рованного использования методов, алгоритмов и методик
многокритериального анализа, синтеза и выбора наиболее
предпочтительных управленческих решений, связанных
с созданием, использованием и развитием рассматриваемых
объектов в различных условиях динамически изменяющихся
внешней и внутренней обстановок. Основное достоинство КМ
состоит в том, что комбинированное использование альтер-
нативных моделей, методов и алгоритмов позволяет взаимно
компенсировать их объективно существующие недостатки
и ограничения одновременно усилив их положительные ка-
чества. Идейная сторона КМ была заложена еще великим
физиком Н.Бором при формулировке им принципа дополни-
тельности. Согласно этому принципу, для полного описания
квантово-механических явлений необходимо применять два
взаимоисключающих («дополнительных») набора классиче-
ских понятий, совокупность которых дает исчерпывающую
информацию об этих явлениях как о целостных. Применение
принципа дополнительности со временем привело к созда-
нию концепции дополнительности, охватывающей не только
физику, но и биологию, психологию, культурологию, гумани-
тарное знание в целом. Необходимо отметить, что разработка
и широкое внедрение на практике в последнее десятилетие
таких интеллектуальных информационных технологий, как,
например, искусственные нейросети, мультиагентные систе-
мы, нечеткая логика, технологии эволюционного моделиро-
вания и т. п., привели к появлению еще одного вида модели-
рования - гибридного моделирования.
В ракетно-космической отрасли РФ концепция и техноло-
гии КМ получили широкую реализацию. Так, например, с се-
редины 1980-х гг. на территории РКК «Энергия» был создан и
до настоящего времени успешно эксплуатируется комплекс-
ный моделирующий стенд, входящий в состав АСУ пилотиру-
емым космическим комплексом.
Основными элементами КМС являются вычислительный
комплекс, в котором реализуется программно-математиче-
ское обеспечение комплексного моделирования систем бор-
тового и наземного комплексов управления и движения ПКК;
рабочие места экипажа с органами управления, индикации и
наблюдения; бортовой вычислительный комплекс; имитато-
ры внешней обстановки, обеспечивающие в иллюминаторах
и оптических приборах космического комплекса воспроизве-
дение изображения Земли, Солнца, Луны, звездного неба или
взаимодействующих КК; аппаратура согласования и передачи
данных между рабочими местами экипажа, ВК, БВК и сред-
ствами имитации внешней обстановки; пульты управления и
контроля КМС. Находящийся в кабине КМС экипаж с помо-
щью органов управления и средств индикации осуществляет
управление и контроль в моделируемом полете. Сигналы ор-
ганов управления через устройства согласования и адаптеры
поступают в ВК КМС. В ВК решаются уравнения движения КК
и моделируется работа его бортовых систем. Сигналы, сфор-
мированные в ВК, через согласующие устройства поступают
в БВК, на средства индикации кабины КМС и на имитаторы
внешней обстановки, которые, в свою очередь, передают
изображение и перемещения внешних ориентиров в иллю-
минаторы и оптические приборы кабины.
Моделируемая в ВК КМС телеметрическая информация
по широкополосным каналам передается в ЦУП, оттуда на
КМС передается командно-программная информация. Кро-
ме того, осуществляется обмен информацией между ЦУП и
КМС по телевизионному каналу (кабинные сюжеты) и теле-
фонным каналам (переговоры «экипаж КК - ЦУП» и слу-
жебные переговоры персонала, обслуживающего средства
Центра и КМС).
Автономное применение КМС позволяет осуществить про-
верки МО БКУ, отрабатывать бортовую и наземную документа-
цию по управлению, выполнять подготовку к полету экипажей
КК. Использование КМС совместно с ЦУП позволяет осуще-
490
Глава 23
Обобщенная структура комплексного моделирующего стенда АСУ ПКК
ствить комплексную проверку МО АСУП, обеспечивать совмест-
ные тренировки экипажей КК наземного персонала управления,
а в полете применять КМС для идентификации отказов борто-
вых систем КК и выработке рекомендаций по управлению.
В качестве другого примера можно привести моделирую-
щий стенд, который в настоящее время развернут на террито-
рии Санкт-Петербургского института информатики и автомати-
зации РАН и предназначен для решения широко спектра задач
многокритериального оценивания, анализа и выбора эффек-
тивных вариантов функционирования ИУС, а также АСУ раз-
личными классами КСр в целом. Научные основы, на которых
базируется идеология создания данного стенда, были разрабо-
таны еще в стенах ВКА им. А.Ф.Можайского в 1980-1990-е гг.
при выполнении исследований под руководством д.т.н., про-
фессоров В.Н.Калинина, Б.А.Резникова, Б.В.Соколова, к.т.н.,
профессора Б.В.Москвина, к.т.н., доцента И.И.Делия.
В структуре специального программно-математического
обеспечения моделирующего стенда необходимо, прежде
всего, выделить три основных блока: модели функциони-
рования АСУ КА и объектов обслуживания (блок I), модели
оценки и анализа состояния КА, АСУ КА, оценки обстановки
(блок II), модели принятия решений в АСУ КА (блок III).
Блок моделей функционирования АСУ КА, ОБО (блок I)
включает:
-	модели функционирования КА, системы КА, орбиталь-
ной группировки КА, орбитальной системы КА (блоки 1,2,3);
-	модели функционирования отдельного командно-измери-
тельного комплекса (блок 4), подсистем наземного комплекса
управления (ОКИК, пункты управления (блок 5), НКУ (блок 6);
-	модели взаимодействия основных элементов и подси-
стем АСУ КА между собой и ОБО (блок 7);
-	модели функционирования ОБО (внешних систем)
(блок 8);
-	модели воздействия внешней среды на АСУ КА (блок 9);
модели имитации результатов целевого применения АСУ КА
(блок 10).
Напомним, что в общем случае функционирование КА
предполагает информационный, вещественный, энергетиче-
ский обмен с ОБО, с другими КА, внешней средой, функцио-
нирование аппаратуры, расход (пополнение) ресурсов КА,
перемещение КА.
Блок моделей оценки и анализа состояния КА, АСУ КА,
оценки обстановки (блок II) включает:
-	модели и алгоритмы оценки и анализа состояния дви-
жения, аппаратуры, ресурсов и обмена КА (блок 11);
-	модели и алгоритмы оценки и анализа состояния ОБО
(блок 12);
-	модели и алгоритмы оценки и анализа ситуаций и об-
становки (блок 13).
В блок III входят:
-	модели и алгоритмы долгосрочного и оперативного
планирования операций ОВ в АСУ КА (блок 14);
-	модели и алгоритмы управления структурами АСУ КА
(блок 15):
•	топологической (блок 16);
•	технической (блок 17);
•	технологической (блок 18);
•	организационной (блок 19);
491
ФГБУН «СПИИРАН»
Табл. 1
Реализация комплекса аналитико-имитационных моделей подсистем АСУ КА
в разработанных программных модулях
Наименование моделей подсистем АСУ КА	Реализованные модели в составе программных модулей									
	Модуль «Надежность»		Модуль «Расписание»		Модуль «Устойчивость»		Модуль «Пропуск- ная способность»		Модуль «Эффективность»	
	AM	ИМ	AM	ИМ	AM	ИМ	AM	ИМ	AM	ИМ
АИМ тракта ТМИ	+	-	+	-	+	-	-	+	+	-
АИМ тракта ИТНП	+	+	+	-	+	-	-	+	+	-
АИМ тракта КПИ	+	-	+	-	+	-	-	+	+	-
АИМ тракта СпИ	+	-	+	-	+	-	-	+	+	-
АИМ ЦУП КА	+	-	+	-	+	+	-	+	+	-
АИМ СОД	+	-	+	-	+	-	-	+	+	-
АИМ внешней среды	+	+	-	-	+	+	-	+	+	-
Примечание: AM - аналитическая модель, ИМ - имитационная модель, тракты измерения, передачи,
обработки измерений текущих навигационных параметров, телеметрической, командно-программной,
специальной информации (ИТНП, ТМИ, КПИ, СпИ).
492
Глава 23
•	со структурой СПМО (блок 20) и информационной
структурой (блок 21);
-	модели и алгоритмы коррекции долгосрочных и опе-
ративных планов проведения ОВ в АСУ КА (блок 22);
-	модели и алгоритмы решения задач координации в АСУ
КА на этапах планирования (блок 24), коррекции (блок 25),
оперативного управления (блок 26);
-	модели и алгоритмы оперативного управления элемен-
тами и подсистемами АСУ КА (блок 23).
Кроме того, на структурной схеме изображена систе-
ма управления, сопряжения и интерпретации, в которую
входят:
-	общая диалоговая система управления СПМО (блок 27);
-	локальные системы управления и сопряжения (блок 28);
-	блок обработки, анализа и интерпретации результатов
планирования, управления, моделирования (блок 30);
-	блок формализации сценариев моделирования
(блок 31);
-	блок параметрической и структурной адаптации СПМО
(блок 32);
-	блок выработки рекомендаций по организации процедур
моделирования и принятия решений (блок 29).
Важную роль в решении задач анализа и синтеза ТАУ АСУ
КА играет информационное обеспечение, включающее в себя
базы данных о состоянии КА (блок 33), АСУ КА (блок 35), ОБО
(блок 34), в целом по обстановке (блок 35), базы данных об
аналитических и имитационных моделях функционирования
и принятия решений в АСУ КА (блок 36).
Используя предложенную ИмС и ее СПМО, к настоя-
щему времени удалось решить широкий спектр задач рас-
чета, анализа и оптимизации показателей качества и эф-
фективности функционирования АСУ СлО в динамически
изменяющихся условиях. Так, например, применительно
к космической сфере разработан прототип специального
программного обеспечения ИмС, включающий в себя набор
следующих программных модулей, в рамках которых реа-
лизованы предложенные алгоритмы и методики расчета,
многокритериального оценивания и анализа показателей
качества и эффективности функционирования рассматри-
ваемой АСУ КА:
-	программный модуль расчета и многокритериального
анализа показателей структурной надежности и устойчивости
АСУ КА (ПМ «Надежность»);
-	ПМ расчета расписания функционирования НКУ КА,
а также расчета показателей пропускной способности,
оперативности и ресурсоемкости АСУ КА для детермини-
рованных сценариев изменения внешних воздействий (ПМ
«Расписание»);
-	ПМ расчета и оптимизации показателей робастности и
динамической устойчивости программ функционирования
АСУ КА для интервально заданных сценариев изменения
внешних воздействий (ПМ «Устойчивость»);
-	ПМ расчета показателей пропускной способности и ре-
сурсоемкости АСУ КА для стохастических сценариев измене-
ния внешних воздействий (ПМ «Пропускная способность»);
-	ПМ расчета показателей эффективности применения
АСУ КА для стохастических сценариев изменения внешних
воздействий (ПМ «Эффективность»);
-	ПМ многокритериального анализа и упорядочения вари-
антов функционирования АСУ КА при различных сценариях
изменения обстановки и воздействий (ПМ «Многокритери-
альность»).
При этом для каждого фиксированного сценария функ-
ционирования АСУ КА рассчитывались следующие внутрен-
ние и внешние показатели его эффективности: показатель
структурной (статической) устойчивости АСУ КА; показатель
полноты реализации ТЦУ КСр в АСУ КА; показатель динами-
ческой устойчивости АСУ КА; показатель пропускной спо-
собности НКУ ОГ КА; показатель эффективности автома-
тизированного управления КА. Перечисленные показатели
рассчитывались на полимодельном аналитико-имитацион-
ном комплексе, в состав которого вошли все вышеописанные
на рисунке модели. В таблице приведен перечень комбинаций
AM и ИМ, учитывающих различные аспекты функционирова-
ния АСУ КА, а также соответствующие программные модули,
их реализующие.
Для многокритериального оценивания и упорядочивания
возможных сценариев функционирования АСУ КА в штатных
и заданных условиях ее работы была разработана соответ-
ствующая методика построения и использования интеграль-
ного показателя качества и эффективности функционирова-
ния указанной АСУ КА, базирующаяся на комбинированном
использовании математического аппарата нечеткой логики и
теории планирования эксперимента.
Этапы развития теории и практики
исследования эффективности процессов
создания и применения отечественной
ракетно-космической техники
Проведенный анализ показывает, что с самого начала
освоения космического пространства одной из центральных
проблем была и остается проблема оценивания, анализа и вы-
бора наиболее эффективных (предпочтительных) вариантов
создания и использования КСр в интересах решения широко-
го спектра задач социально-экономического развития страны
и укрепления ее оборонного потенциала. Для этого в основ-
ных научных, учебных, промышленных организациях ракет-
но-космической отрасли страны широким фронтом были
развернуты исследования по соответствующей тематике.
Ведущую роль в решении рассматриваемых проблем с само-
го начала стала играть ЛВИКА им. А.Ф.Можайского, которая
в конце 1960-х гг. была переориентирована с ракетно-авиа-
ционной направленности проведения исследований и подго-
товки специалистов на совершенно новую область деятель-
ности, связанную с созданием и эксплуатацией космических
средств и соответствующих инфраструктур, обеспечивающих
указанную деятельность. Следует в этом контексте сразу же
отметить, что научная школа теории эффективности Военно-
космической академии им. А.Ф.Можайского берет свое нача-
ло с момента образования Ленинградской военно-воздушной
академии Красной Армии 27 марта 1941 г. и, в соответствии
с профилем академии, основными научными направлени-
ями в этот период являлись исследование эффективности
боевого применения истребительной и бомбардировочной
авиации, оценивание и формирование предложений по по-
493
ФГБУН «СПИИРАН»
вышению качества авиационного вооружения, обоснование
тактико-технических требований к перспективным образцам
авиационных вооружений. С этого времени сложились тес-
ные творческие связи сотрудников академии с учеными дру-
гих учебных и научных учреждений Министерства обороны
СССР и, в первую очередь, с представителями Военно-воз-
душной инженерной орденов Ленина и Октябрьской Револю-
ции, Краснознаменной академии им. проф. Н.Е.Жуковского
- докторами технических наук, профессорами Е.С.Вентцель,
Л.А.Овчаровым, Ю.Б.Гермейером и рядом других. В частно-
сти, одним из учеников Е.С.Вентцель являлся в последствии
выдающийся специалист в области теории эффективности,
заместитель начальника соответствующей кафедры, д.т.н.,
профессор А.Я.Иоффе. Тогда же были установлены контак-
ты с основоположником теории эффективности академиком
А.Н.Колмогоровым, опубликовавшим в это время свою фун-
даментальную статью «Число попаданий при нескольких вы-
стрелах и общие принципы оценки эффективности системы
стрельбы». Начиная с этого времени в учебные планы под-
готовки слушателей академии были введены дисциплины
«Теория вероятностей в применении к задачам стрельбы и
бомбометания», «Теория случайных процессов и ее инженер-
ные приложения» и ряд других.
С образованием нового вида войск - Ракетных войск
стратегического назначения - и вхождением в его состав ака-
демии в ней была организована подготовка кадров для этих
войск. Новыми научными направлениями с этого времени
стали оценивание эффективности боевого применения меж-
континентальных баллистических ракет, моделирование и
оценивание эффективности ракетно-ядерных ударов, обо-
снование и технология подготовка данных на пуски меж-
континентальных баллистических ракет, квалиметрическое
обеспечение проведения испытаний и приема на вооруже-
ние новых образцов межконтинентальных баллистических
ракет, военно-экономический анализ программ вооруже-
ний. В это время на кафедре эффективности (начальник
кафедры - Р.М.Юсупов) плодотворно трудились такие уче-
ные, как кандидаты технических наук, доценты В.М.Марков,
П.С.Абабков, А.В.Миров, доктора технических наук, про-
фессора А.Я.Иоффе, Р.Н.Ефремов, В.П.Заболотский и ряд
других. Тогда же была создана научно-исследовательская
лаборатория, в рамках которой решался комплекс проблем
моделирования новых образцов авиационной, ракетной и
космической техники. Возглавлял эту лабораторию в указан-
ное время выдающийся советский конструктор А.С.Москалев.
Создание в составе Ракетных войск стратегического на-
значения космических частей потребовало уточнить состав
решаемых преподавательским составом академии задач,
основными из которых стали оценивание качества образ-
цов ракетно-космической техники, обоснование способов
применения орбитальных средств в интересах видов (ро-
дов) Вооруженных Сил, квалиметрическое сопровождение
и оптимизация программ летно-конструкторских испытаний
ракет-носителей и космических аппаратов. В этот период
была осуществлена фундаментальная переоценка категории
эффективность и обоснованы концептуальные основы си-
стемных исследований целенаправленных процессов, в со-
ответствии с которыми наиболее объективной характеристи-
кой эффективности является вероятность достижения цели
в операции, выявлены и обоснованы векторные показатели
виртуального операционного целевого эффекта операций,
затрат ресурсов (побочных, негативных эффектов) на
получение целевых эффектов и виртуальных затрат
операционного времени на получение целевых эффек-
тов. Было показано, что на практике, в зависимости от стадии
жизненного цикла систем, могут решаться либо «прямые» за-
дачи исследования эффективности, либо «обратные» задачи,
причем они, в зависимости от ситуации, должны решаться
либо поочередно, либо совместно, итерационно. Под «прямы-
ми» задачами в этом случае понимались задачи расчета основ-
ных или частных показателей эффективности и последующий
их анализ. Было показано, что «обратные» задачи могут быть
сгруппированы в три класса: обоснование требований к струк-
туре космических систем (структурный синтез), обоснование
требований к их эксплуатационно-техническим характеристи-
кам (параметрический синтез), обоснование требований к ор-
ганизации целенаправленных процессов функционирования
систем (алгоритмический синтез); в качестве критериев мо-
гут быть использованы либо критерий оптимальности, либо
критерий превосходства (задачи либо имеют единственные
решения, либо вовсе его не имеет), либо критерий пригод-
ности (при реализации последнего критерия задача синтеза
не имеет однозначного (единственного) решения, т. к. в соот-
ветствии с этим критерием качества сравниваемых объектов
считаются одинаковыми для некоторых диапазонов значений
показателей их свойств (характеристик)).
В работах таких ученых кафедры «Эффективности во-
оружений», как доктора технических наук, профессора
Г.Б.Петухов, А.Я.Иоффе и к.т.н., доцент Л.М.Морозова были
разработаны методологические основы оптимального синте-
за космических систем различного целевого предназначения
в условиях стохастической природы исходных данных, влия-
ющей на характеристики точности, достоверности и стабиль-
ности. Итогом этой работы явилась теория стохастической
индикации профессоров Г.Б.Петухова и А.Я.Иоффе. Впослед-
ствии Г.Б.Петухов стал основателем и руководителем научной
школы по системным исследованиям качества целеустремлен-
ных систем и эффективности целенаправленных процессов.
Основные направления его научной деятельности в этот пери-
од связаны с разработкой теории эффективности целенаправ-
ленных процессов, методов математического моделирования
и исследования эффективности оперативных процессов мас-
сового обслуживания. Результаты его работы были внедрены
в практику космических исследований при обосновании требо-
ваний к перспективным космическим системам и организации
целевого применения космических систем и комплексов.
Особое место в работах кафедры этого времени занимает
создание под руководством д.т.н., проф. А.Я.Иоффе комплек-
са моделей вооруженной борьбы стохастического типа, раз-
вивающих математический аппарат теории игр. Другим фун-
даментальным направлением работы кафедры в этот период
было развитие теории дискретных цепей Маркова и ее прило-
жений в решении задач создания многоблочных орбитальных
станций и других целевых задач в космическом пространстве,
значительный вклад в которое был сделан докторами наук,
профессорами А.Я.Иоффе и В.Ф.Волковым.
494
Глава 23
Примерно в это же время под руководством начальника
этой же кафедры д.т.н., проф. Р.М.Юсупова (впоследствии
член-корр. РАН, директор СПИИРАН) было сформировано но-
вое научное направление - методология оценивания качества
моделей, названное им квалиметрией моделей (моделеме-
трией). Им были сформулированы концептуальные основы
квалиметрии моделей, разработаны методы и алгоритмы оце-
нивания адекватности и чувствительности моделей, создана
научная школа по теории чувствительности информационно-
управляющих систем. Впоследствии основные направления
его деятельности были связаны с разработкой и развитием
теории и прикладных методов анализа чувствительности и
эффективности сложных информационно-управляющих си-
стем, которые широко использовались и в настоящее время
продолжают использоваться при проектировании и создании
образцов ракетно-космической техники, теории и методов
моделирования и оценивания эффективности ее примене-
ния. Под его руководством по заказам Министерства обо-
роны СССР и различных организаций оборонно-промышлен-
ного комплекса было выполнено значительное количество
научно-исследовательских работ по вопросам повышения
эффективности функционирования организационно-техни-
ческих систем, планирования их развития, создания мате-
матического обеспечения систем обработки информации,
разработки информационно-расчетных систем оценивания
состояния природной среды и ее влияния на функциониро-
вание организационно-технических систем, создания новых
информационных технологий и их использования в различ-
ных сферах деятельности.
Значителен вклад в развитие квалиметрии ведущего на-
учного сотрудника ВКА им. А.Ф.Можайского д.э.н., проф.
АМСуббето. Им был обобщен ряд новых научных направле-
ний квалиметрии, разработаны общеметодологические аспек-
ты теории измерения и оценивания, аксиоматика квалиметрии,
теория квалиметрического шкалирования, а также ряд методов
оценки качества при решении практических задач квалиме-
трии. Теория квалиметрии была представлена им как синтети-
ческая теория, обобщающая существующие теории измерения
и оценивания качества в различных областях знаний, что осно-
вывалось как статусом самой категории качества, так и расши-
рением приложений квалиметрии, вовлечением в арсенал ее
методов и средств достижений соответствующих теорий изме-
рения. В его трудах квалиметрия рассматривается как базисная
теория технического проектирования, исследованы принципы
формализации процедур анализа и структуризации функций,
создана методология системного анализа технических требо-
ваний, разработаны принципы функционально-структурного
проектирования, предложены практические методы техни-
ко-экономической оценки качества создаваемой техники на
ранних этапах проектирования. С позиций системотехники
А.И.Суббето были обобщены законы и закономерности пре-
емственности и обновления качества техники, рассмотрены
организационно-методические предпосылки совершенствова-
ния управления технологическими процессами и повышения
технического уровня разрабатываемой новой техники, пред-
ложен индексный метод оценки технического уровня, а на его
основе разработан метод комплексного многомерного анализа
тенденций и прогнозирования развития техники.
Следует отметить, что параллельно с исследованиями,
проводимыми на кафедре «Эффективности вооружений»,
вопросами многокритериального оценивания и анализа эф-
фективности сложных организационно-технических ком-
плексов (таких, например, как АСУ КСр) в начале 1980-х гг.
стали заниматься на кафедре АСУ космическими комплек-
сами доктора технических наук, профессора В.Н.Калинин
и Б.А.Резников, которые разработали методологические и
методические основы решения задач многоструктурного по-
лимодельного синтеза эффективных вариантов создания и
применения таких сложных объектов, как АСУ КК. При этом
в качестве базовых показателей эффективности указанных
комплексов ими были выбраны:
-	показатели боевой эффективности АСУ КК (показатели
боевых возможностей и боевой устойчивости ВТС);
-	показатели технической эффективности АСУ КК (показа-
тели пропускной способности, оперативности, достоверности,
качества функционирования, безопасности, экологичности,
эргономические показатели и т. п.);
-	показатели экономической эффективности и ресур-
сосберегаемости АСУ КК (показатели капитальных, эксплу-
атационных затрат, затрат на модернизацию и конверсию,
показатели расхода (сбережения), полноты использования
ресурсов, сроков окупаемости и т. п.);
-	показатели эффективности жизненного цикла АСУ КК
(временные показатели, характеризующие реализационный
период и период полезной жизни системы, показатели гиб-
кости (адаптируемости) структур, качества реализации техно-
логии управления развития АСУ КК и т. п.);
-	показатели эффективности управления АСУ КК (показа-
тели точности достижения заданных структурных состояний,
качества выполнения комплексов операции и т. п.);
-	показатели социальной эффективности АСУ КК (по-
казатели, характеризующие сработанность и сплоченность
коллективов людей, степень мотивации и удовлетворенности
своим трудом и т. п.).
Также ими было показано, что конструктивное решение
рассматриваемой проблемы поиска и выбора эффективных
вариантов создания и развития АСУ КК предполагает, во-
первых, построение соответствующего полимодельного ком-
плекса, описывающего различные аспекты жизненного цикла
существующей и создаваемой АСУ КК, во-вторых, разработку
методов, алгоритмов и методик многокритериального синте-
за структуры перспективной АСУ КК, и, в-третьих, разработ-
ку многоэтапной интерактивной процедуры поиска решения
задачи многоструктурного синтеза АСУ КК и программ их
развития. В последующие 15 лет на кафедре было защище-
но большое количество диссертационных работ, в которых
на конструктивном уровне развивались сформулированные
докторами технических наук, профессорами В.Н.Калининым
и Б.А.Резниковым научные положения и гипотезы. Среди ука-
занных работ можно выделить исследования, выполненные
А.Н.Павловым, И.Е.Ивановым, Ю.Б.Костырко, А.И.Тарановым,
В.Ю.Куликом, К.Г.Колесниковым, А.И.Гордиенко,
А.Н.Кудряшевым, А.В. и В.В.Петрошенко, А.М.Мачневым,
П.А.Мальцевым, Б.В.Соколовым, Ю.С.Мануйловым.
В 1970-1980-е гг. устойчивые творческие контакты под-
держивались учеными академии с представителями Военной
495
ФГБУН «СПИИРАН»
академии им. Ф.Э.Дзержинского (ныне Военной академии
им. Петра Великого), Военно-морской академии им. Адмирала
Флота Советского Союза Н.Г.Кузнецова, Научно-производ-
ственного объединения «Энергия» (в наст, время Ракетно-
космическая корпорация «Энергия» им. С.П.Королева),
Конструкторского бюро «Салют», Центрального научно-
исследовательского института машиностроения и ряда других
организаций: докторами наук, профессорами Ю.В.Чуевым,
И.И.Ануреевым, Ю.В.Крючковым, В.В.Подиновским, Гав-
риловым, О.В.Сосюрой, Л.И.Вол-ковым, Г.М.Полищуком,
И.Я.Динером, В.А.Абчуком, Н.С.Волгиным, В.З.Дворкиным,
В.И.Полениным, В.В.Селиховкиным, А.И.Хариным,
В.Д.Шинковым, А.В.Ильичевым, В.И.Лукьященко и др.
В начале 1980-х гг. возникла необходимость
обоснования вариантов противодействия системам
оружия, создаваемым в США по «Программе СОИ».
В связи с этим перед учеными, занимающимися пробле-
мами оценивания эффективности ракетно-космической
техники, была поставлена задача разработки методов,
моделей и алгоритмов оценивания эффективности
соответствующих средств, к проектированию которых
в рамках асимметричного ответа приступили организации
военно-промышленного комплекса. Исследование
эффективности средств противодействия на ранних
стадиях жизненного цикла осуществлялось методом
последовательного экспертного оценивания, в ходе
которого на каждом этапе ранних стадий жизненного
цикла решались «прямая» и «обратная» задачи, исходные
данные для которых уточнялись по данным и информации,
поступающих в ходе летно-конструкторских испыта-
ний и результатов моделирования. Часть разработанных
моделей базировалась на аналитических алгоритмах,
результаты реализации которых использовались
в качестве исходных данных для имитационного
моделирования. Кроме того, были разработаны методика
учета наличия ошибок в исходных данных по противнику,
способы защиты от последствий сбоев в системах бо-
евого управления, методика учета влияния факторов
околоземного космического пространства.
Перечисленные результаты были получены в тесном
сотрудничестве ученых ВКА им. А.Ф.Можайского (отделение
эффективности и устойчивости научно-исследователь-
ской лаборатории, кафедра АСУ КА, кафедра теории
полета) с представителями комплексных, проектных
и баллистических отделов НПО «Энергия» (В.С.Ильин,
Г.А.Долгополов, Р.Ф.Аппазов, Б.Б.Голышев, Н.В.Азиев,
Л.И.Гусев), Конструкторского бюро «Салют» (Л.Н.Киселев,
С.Г.Лукашев, ААМедведев, Е.В.Рубинштейн) и 50 ЦНИИ МО
СССР (Э.В.Алексеев, АНМальченко, И.Д.Щелоков, С.Н.Черкас,
С.Е.Щапов, В.Г.Безбородов). В дальнейшем все наработки были
использованы при оценивании эффективности и обосновании
требований к устойчивости в конверсионных проектах (ра-
кета-носитель «Рокот», система защиты от астероидов,
аудит адекватности и достоверности сведений о зарубежных
системах и т. д.).
Следует отметить, что в работах начального периода раз-
вития исследования операций и теории вооружений (Ф.Морз,
Д.Кимбел, Г.Мерилл, У.Черчмен, М.Дрешер, А.Кофман,
Р.Акофф, А.Вальд, Б.Купман, Т.Саати и др.) не проводилось
специальных разграничений функции выработки предложе-
ний для принятия решения и функции непосредственного
принятия решения. В области знаний исследования опера-
ций всякий определенный выбор параметров (непрерывных,
дискретных, булевых) назывался решением, хотя и четко
указывалось, что основная задача исследования - это пред-
варительное количественное обоснование предпочтительных
вариантов действий, конструкторских схем, организацион-
ных структур и т. д. В результате совместных исследований
и организационного взаимодействия ученых академии и
представителей заказывающих организаций было установ-
лено, что функция принятия решений остается и всегда бу-
дет оставаться за командиром. Предложения, полученные и
сформулированные офицером - оператором аналитического
подразделения в результате расчетов по алгоритмам теории
эффективности, должны быть тщательно рассмотрены ко-
мандиром, но они не накладывают на него строгих ограни-
чений, а только способствуют более объективному уяснению
ожидаемых последствий при использовании того или иного
варианта. Если от органа (подразделения), занятого исследо-
ванием эффективности, требуется умение совершать более
точный переход от действительности к ее математическим
моделям, то от командира (руководителя, лица, принимаю-
щего решения) требуется владение искусством трансфор-
мации предложений этого аналитического подразделения,
которая ознаменовала бы возможно более удачный переход
от математической модели к реальной жизни с учетом всех
экономических, экологических, исторических, психологи-
ческих ограничений. Все сказанное полностью относится и
к взаимодействию заказчиков ракетно-космической техники
(организаций, эксплуатирующих наземную инфраструктуру,
организаций - потребителей информации, поступающей че-
рез космос и др.) с конструкторами ракет и космических ап-
паратов, проектировщиками средств их наземного комплекса
управления, разработчиками соответствующего математиче-
ского обеспечения.
С середины 1990-х гг. направление «Моделирование
и оценивание эффективности применения космических
комплексов и систем» разрабатывалось в научено-пе-
дагогическом коллективе, возглавляемом д.т.н., проф.
И.В.Лысенко, усилиями которого впервые был разработан
Государственный образовательный стандарт по специаль-
ности «Системотехника», развивались подходы к реше-
нию различных задач исследования операций в военном
деле. С 1998 г. новое направление научных работ может
быть связано с деятельностью д.т.н., проф. Е.П.Минакова;
его работы посвящены приложениям теории эффектив-
ности к решению задач синтеза зон применения космиче-
ских аппаратов, разработке инструментария оценивания и
визуализации соответствующих эффектов и формирова-
ние методологических основ определения ключевых зон
их информационного обеспечения, управления организа-
ционно-техническими системами, моделирования и оце-
нивания эффективности их функционирования, решения
обобщенных маршрутных задач.
Кроме того, в этот период существенный вклад в на-
учную проработку фундаментальных направлений теории
496
Глава 23
эффективности внесли д.т.н., проф. Б.В.Соколов, решив-
ший задачи принятия решений в условиях неопределенно-
сти и многокритериальности, оптимального управления и
поддержки принятия решений при комплексном планиро-
вании применения сложных организационно-технических
систем, д.т.н., проф. В.Г.Бурлов, труды которого были
посвящены оцениванию эффективности управленческих
решений в сложных динамических системах. Тогда же от-
дельные задачи оценивания качества специальных классов
моделей, методов и алгоритмов были решены в работах
докторов наук, профессоров В.И.Миронова (разработаны
методы оптимального управления полетом ракет и косми-
ческих аппаратов, эффективного решения краевых задач),
Ю.С.Мануйлова (сформированы основы теории систем и
оптимального управления многосвязными динамически-
ми объектами, принципы, методы, алгоритмы и техно-
логии управления в интересах повышения эффективно-
сти функционирования космических систем различного
целевого назначения), проф. Ю.Н.Чилина (исследованы
пути комплексной автоматизации структур и параметров
энергодвигательных установок КА различного целевого
назначения, повышения эффективности их применения
при ограничениях на расход материальных и временных
ресурсов), проф. А.Д.Хомоненко (получены результаты
исследований многоканальных немарковских систем и не-
однородных сетей массового обслуживания, методы обо-
снования характеристик информационно-вычислительных
комплексов АСУ космическими средствами).
Заключение
В настоящее время в Российской Федерации широким
фронтом ведутся работы по внедрению результатов кос-
мической деятельности во все сферы жизнедеятельности.
Главное направление работ по использованию РКД - макси-
мальная интеграция результатов космической деятельности
с реальными социально-экономическими процессами, про-
текающими в регионах, создание качественно новой регио-
нальной навигационно-информационной инфраструктуры,
обеспечивающей объективный и комплексный мониторинг
состояния основных отраслей экономики: сельское, водное,
лесное хозяйства, транспорт, строительство, природопользо-
вание, территориальное планирование, градостроительство,
жилищно-коммунальный, топливно-энергетический ком-
плекс и др.
Вклад космических систем в развитие различных отрас-
лей может составлять от 50 % (мониторинг сельского хозяй-
ства, лесного хозяйства) до 95 % (при использовании еди-
ного навигационного поля, системы единого времени в таких
отраслях хозяйства, как транспортные интермодальные пере-
возки, управление в чрезвычайной обстановке).
Эффективная реализация РКД предполагает переход от
внедрения отдельных космических технологий, продуктов
и услуг к их интеграции не только между собой, но и с су-
ществующими наземными системами мониторинга СОТО.
В настоящее время координирующая роль по внедрению
результатов космической деятельности возложена на Ро-
Потенциальный вклад результатов космической
деятельности в развитие национальной
информационной инфраструктуры
Только космические системы образуют глобальные постоянно действующие информационные поля: j
_	' - -	'Спутниковой связи,
Спутниково-	управления и
| навигации^--------^передачи данных^
ска и спасания	Спутниковой
Мониторинга
объектов ресурсов
100"
80
а
- &
80
S
S.8
т и
40
л
и S
20 I
.8 5
5» 8
3
z
в Б
—^^ддроцвссов (ДЗЗ)	картографического
' и топогеодезического J
обеспечения
ометеороло'ми
вклад космических систем
фф
88
§2
ёЗ
И
•" со
3 £
о
х Й
х 3
о К
О
7Г s а
о
1 £
2 с
= ш
И
н
X *
Национальная
инфраструктура
Размер потенциального вклада результатов космической деятельности в различные сферы
жизнедеятельности населения РФ.
Использование РКД в общем случае включает использование данных ДЗЗ, спутниковой
навигации, систем космической связи, космической инфраструктуры
497
ФГБУН «СПИИРАН»
скосмос, а решение непосредственных вопросов организа-
ции использования РКД- на ОАО «НПК РЕКОД».
Важная роль в решении задач использования РКД всегда
отводилась и отводится количественному оцениванию эф-
фективности использования соответствующих КСр. Анализ
показывает, что методические подходы получили широкую
реализацию при такого рода оцениваниях. Вместе с тем на-
стоятельно требуется дальнейшее развитие теории эффек-
тивности применения КСр различного целевого назначения.
Для этого, как показывает предварительный анализ, необ-
ходима разработка основ квалиметрического обеспечения
применения КСр, включающих в себя разработку обобщен-
ного описания (макроописание) различных классов моделей
(макромодели) КСр и способов (технологий) их применения;
проведение описания, классификация и выбор системы по-
казателей, оценивающих качество моделей и полимодель-
ных комплексов КСр и сценариев их применения; разработка
комбинированных методов оценивания показателей качества
моделей (полимодельных комплексов) КСр, заданных с ис-
пользованием числовых и нечисловых (номинальных, по-
рядковых) шкал; разработка методов и алгоритмов решения
задач многокритериального анализа, упорядочения и вы-
бора наиболее предпочтительных моделей (полимодельных
комплексов) КСр, управления их качеством; разработка ме-
тодологических и методических основ решения задач много-
критериального анализа и синтеза технологий комплексного
(системного) моделирования КСр различного целевого при-
менения.
В целом на основе накопленного опыта и полученных за бо-
лее чем 60 лет фундаментальных и прикладных научных резуль-
татов, связанных с исследованием сложных научно-технических
задач в области комплексного моделирования и оценивания
эффективности РКТ, можно успешно решить все перечислен-
ные выше проблемы квалиметрического обеспечения анализа
эффективности применения отечественных КСр в различных
условиях динамически изменяющейся обстановки.
В заключение следует отметить, что авторы данной гла-
вы реально представляли себе, что в столь кратком по объ-
ему тексте практически невозможно осветить многолетнюю
деятельность абсолютно всех отечественных научных и
промышленных организаций, коллективов и специалистов
в рассматриваемой предметной области, связанной с ком-
плексным моделированием и оцениванием эффективности
информационно-управляющих систем и в целом отече-
ственной ракетно-космической техники. Поэтому авторами
было принято решение основное внимание уделить, с уче-
том доступной информации, таким ведущим организациям
в ракетно-космической отрасли страны, как 4 ЦНИИ МО РФ,
50 ЦНИИ КС, ВКА им. А.Ф.Можайского, ВА им. Петра Вели-
кого, ЦНИИмаш и ряду других учреждений и предприятий,
внесших существенный вклад в создание и развитие научно-
методического материала, обеспечивающего организацию
и проведение комплексного моделирования и оценивания
эффективности ракетно-космической техники и соответству-
ющих информационно-управляющих систем на различных
этапах их жизненного цикла.
498
ГЛАВА 24
ЮЛ.Видецк/мс, 4.П!Ъмитрие&,
i4.H.Eiyno&, ЛСЛ.Иираю^
АО «НПП «Геофизика-Космос»
Создание оптико-электронных приборов для
систем управления ориентацией
космических аппаратов
АО «НПП «Геофизика-Космос» имеет 60-летний успеш-
ный опыт разработки и производства оптико-электронных
приборов для космической техники. Работы выполняются
в интересах российской Федеральной космической програм-
мы. Предприятие имеет лицензию российского Федерального
космического агентства на проведение работ в космической
области. Система качества предприятия сертифицирована на
соответствие требованиям ГОСТ Р ИСО 9001-2001 и других
государственных стандартов.
Почти все российские космические аппараты имеют
в своем составе изготовленную на предприятии аппаратуру.
Диапазон этих приборов чрезвычайно широк: от установлен-
ного на борту первого пилотируемого космического корабля
«Восток» визуального ориентатора «Взор», через который
Юрий Алексеевич Гагарин впервые увидел Землю из космоса,
до приборов Международной космической станции. За 60 лет
предприятие разработало и выпустило около 300 типов кос-
мических приборов, среди них 89 построителей местной вер-
тикали, 81 солнечный датчик, 44 звездных датчика. Общее
количество изготовленных предприятием космических при-
боров-более 10 тысяч.
Работы в области космического приборостроения были
начаты в ЦКБ № 589 в 1958 г. по инициативе академика
С.П.Королева, когда появилась необходимость управлять
ориентацией искусственных спутников Земли в космическом
пространстве. С тех пор ЦКБ № 589, а затем ЦКБ «Геофизи-
АО «НПП «Геофизика-Космос»
ка», НПО «Геофизика», ФГУП «НПП «Геофизика-Космос», АО
«НПП «Геофизика-Космос» является ведущей в нашей стране
организацией, занимающейся разработкой и изготовлением
оптико-электронных приборов для систем управления ори-
ентацией космических аппаратов различного назначения,
долговременных орбитальных станций, межпланетных кос-
мических станций.
Разработка приборов для нужд бурно развивающей-
ся космонавтики была сосредоточена в СКБ-1, главным
конструктором которого до 1967 г. был В.А.Хрусталев. Его
сменил В.И.Курушин, который работал главным конструкто-
ром СКБ-1 до 1974 г., до назначения его заместителем ми-
нистра оборонной промышленности СССР. В 1974-2000 гг.
главным конструктором космического направления был
В.С.Кузьмин. С 2001 г. главным конструктором предприятия
является М.Г.Пирогов. С 2000 г. генеральным директором
предприятия является А.Н.Егупов.
Первым созданным на предприятии прибором, успешно
работавшим в космосе, был солнечный датчик («световая вер-
тикаль»), с помощью которого 7 октября 1959 г. был сориен-
тирован в пространстве КА «Луна-3», осуществивший впервые
в мире фотографирование обратной стороны Луны. На первых
кораблях-спутниках в 1960 г. были установлены первый инфра-
красный построитель местной вертикали и солнечный прибор.
499
КО «НПП «Геофизика-Космос»
тальной станции «Салют-4», запу-
щенной в 1974 г. Решение задачи
обеспечения длительной работы
точной механики в открытом кос-
мосе позволило создать звездный
прибор 161К1, в котором двухсте-
пенной подвес обеспечивал поле
обзора в объеме полусферы. Два
таких прибора работали в течение
12 лет на борту орбитальной стан-
ции «Мир».
Прибор ориентации на Поляр-
ВАХрусталев.
Герой Социалистического
Труда. В 1951-1967 гг. - гл.
конструктор СКВ-1. Д.т.н.
Лауреат
Ленинской премии
В.И.Курушин.
В 1967-1974 гг. -
гл. конструктор СКБ-1
К.т.н. Лауреат
Ленинской премии
В.С.Кузьмин.
В 1974-2000 гг.-
гл. конструктор
предприятия. Д.т.н., про-
фессор. Лауреат Ленин-
ской премии
ную звезду 220К1 устанавливался
на спутники связи, непрерывно
работающие на геостационарной
орбите в течение нескольких лет.
В НПО «Геофизика» была
создана целая гамма различных
ИК ПМВ как для низкоорбитальных
ИСЗ, так и для ИСЗ, работающих

На первых пилотируемых кораблях «Восток» для постро-
ения их ориентации для выдачи тормозного импульса для
возвращения на Землю использовалась система солнечной
ориентации, в состав которой входили блоки датчиков поло-
жения Солнца «Гриф», которые продемонстрировали абсо-
лютно надежную работу.
Для пилотируемых кораблей был специально разработан
визуальный прибор «Взор», позволявший пилоту построить
трехосную ориентацию ИСЗ в ручном режиме. Именно через
этот прибор ЮАГагарин впервые увидел Землю из Космо-
са. В1965 г. при возвращении на Землю корабля «Восход-2»
с космонавтами П.И.Беляевым и А.А.Леоновым ИСЗ ориенти-
ровался в ручном режиме с помощью прибора «Взор».
Большой работой ЦКБ № 589 было создание комплекса ав-
томатических приборов ориентации для полета межпланетных
станций к Марсу и Венере. Один из этих приборов (25К) осу-
ществлял ориентацию КА по Солнцу и ярким звездам Канопусу
и Сириусу. Другой прибор (29К) использовался в дальнем кос-
мосе для ориентации на Землю антенны; он работал по Солнцу
и Земле, которая с таких расстояний была похожа на яркую
звезду.
Следующий комплекс приборов для межпланетных стан-
ций, созданный в ЦКБ «Геофизика», позволил осуществить
исследования атмосферы и посадку на Венеру, исследование
и фотографирование Марса, исследование кометы Галлея.
Три прибора этой серии (125К2,106К2 и 124К1) более семи
лет успешно работали в космосе на советско-французском
научном комплексе «Гранат».
Для первых спутников связи (активных ретрансляторов)
«Молния» и «Молния-2», которые выводились на высокоэл-
липтические орбиты в 1965-1968 гг. и обеспечивали телеви-
зионную и телеграфную связь на всей территории СССР, был
разработан ИК ПМВ 40К, а для КА «Молния-3» - 200К - пер-
вый прибор с секущей траекторией сканирования, который
позволил устранить ограничения в сеансах связи.
Во второй половине 1960-х гг. в приборах стали приме-
няться телевизионные приемники изображения. Звездный
прибор 155К успешно прошел летные испытания на орби-
на геостационарной орбите. Предприятие изготовило более
5000 приборов ИК ПМВ.
Комплекс приборов ориентации 220К1, 251К и 254К уча-
ствовал в работе систем управления геостационарных теле-
коммуникационных спутников «Аркос», «Галс», «Экспресс» и
др.; комплекс приборов 187К, 191К и 194К - геостационарных
спутников связи «Радуга», «Горизонт» и др.
Приборы ЦКБ «Геофизика» участвовали во всех этапах
советской лунной программы. В частности, для программы
облета Луны с человеком были впервые разработаны высо-
коточные световые вертикали, которые должны были рабо-
тать вблизи Луны по видимому серпу Земли (101 К, 112К).
Созданные на предприятии 30 приборов (моделей 251К2,
256К, 161К1, 218К, 240К, 275К, 278К) успешно работали на
борту орбитального комплекса «Мир», некоторые из них -
более 15 лет.
НПО «Геофизика» создало ряд уникальных приборов
для космического комплекса «Буран». В этом ряду-точный
звездный прибор (система 6КС) и ИК ПМВ с оригинальной
системой сканирования. Впервые был создан навигацион-
ный прибор 267К, регистрирующий с точностью 0,3 с мо-
менты восхода и захода Солнца за горизонт Земли. Впервые
была создана сложнейшая визуальная система 7КС, позво-
ляющая пилоту-космонавту в ручном режиме дублировать
все режимы работы автоматической системы управления
движением комплекса (трехосную ориентацию, навигацию,
сближение, причаливание и стыковку с другим КА).
НПО «Геофизика» занималось также разработкой и из-
готовлением аппаратуры для исследования космического
пространства и атмосферы Земли. С помощью 11-канальных
спектрорадиометров 174К, установленных на ИСЗ «Метеор»,
проводились исследования излучения Земли и ее атмосфе-
ры. По показаниям этих приборов определялся тепловой раз-
рез атмосферы. Радиометры 223К, 224К, 229К, 230К исполь-
зовались для измерения фонов Земли и космоса с борта КА.
Создан бинокулярный радиометр 286К, предназначенный для
исследования светотехнических характеристик газопылевого
окружения КА и космического мусора.
500
Глава 24
Автоматическая оптико-электронная
аппаратура для систем управления
ориентацией и навигации космических аппаратов
(планетные, солнечные, звездные датчики)
Сегодня АО «НПП «Геофизика-Космос» является, пожа-
луй, единственным российским предприятием, занимающим-
ся разработкой и изготовлением полного спектра оптико-
электронных приборов и систем для навигации и управления
ориентацией космических аппаратов. В первую очередь это
автоматические оптико-электронные приборы автономного
определения положения Солнца, звезд и планет относительно
связанной с КА системы координат. По показаниям этих при-
боров бортовая система управления строит и затем поддержи-
вает требуемую ориентацию КА в космическом пространстве.
В разные годы в разработку этого класса прибо-
ров внесли большой вклад А.В.Азаров, М.М.Архипов,
Ю.В.Багдасарян, БАБуркунов,
расимов, А.А.Дорофеев,
М.Ю.Иванов, А.Ю.Карелин,
М.П.Колосов,
Л.М.Нацин,
А.З.Райгородецкий, А.И.Рачительный, В.М.Румянцев, Н.И.Рощин,
ААСиняков, В.И.Федосеев, Б.В.Хлопов, И.П.Чепурышкин,
К.П.Цветков, А.Л.Эйсурович и многие другие.
Конструкторские разработки реализовывались «в же-
лезе» высококвалифицированным производственным кол-
лективом, в котором особо важную роль играли А.С.Аранин,
В.А.Барабанов, А.Ю.Букатин, Н.И.Васильченко, Ю.А.Видецких,
Б.И.Виноградов,	В.С.Герасимов, О.В.Герасимов,
М.В.Демидов,
В.В.Каменев,
О.Н.Комаров,
В.В.Макаров,
В.С.Кузьмин,
В.В.Обожин,
В.И.Варламов,
В.А.Жиромский,
В.В.Карпышев,
В.П.Максимов,
ВАОсипик,
САГе-
В.В.Зенков,
Б.М.Киндяков,
Б.В.Медведев,
М.Г.Пирогов,
Л.А.Головкина, Н.Е.Гусаров, В.А.Давыдов,
Ю.Н.Дороднов,
В.Н.Карноз, В.С.Карпушкин, В.М.Комаров,
ВАКо-раблин, В.В.Кузичкин, А.П.Кузнецов,
В.Н.Мишанов, В.Н.Мишин,
Н.П.Пантелеев,
ВЛ.Резник,
АА.Фомин,
В.В.Шиханов,
В.И.Дулев,
Е.В.Каланин,
А.Г.Мацкевич,
ВАНовиков,
Е.П.Петров,
В.Т.Смирнов,
Г.Н.Чуканов,
В.Б.Яковлев и многие другие.
Ю.С.Мелюхин,
Г.В. Орешков,
М.С.Разумов,
А.Н.Страхов,
А.С.Шварев,
Б.Б.Пацев,
В.С.Сафонов,
В.М.Чудновец,
Д.И.Шуголь,
Именно по сигналам солнечного датчика, разработан-
ного и изготовленного в ЦКБ № 589 (т. н. световой вертика-
ли), 7 октября 1959 г. был сориентирован в пространстве КА
«Луна-3», осуществивший впервые в мире фотографирова-
ние обратной стороны Луны. Разработчиком световой верти-
кали был Л.М.Нацин.
На первых пилотируемых кораблях «Восток» выполнение
критически важной операции - автоматического построения
ориентации КА с целью выдачи тормозного импульса для
возвращения на Землю - возлагалось на систему солнечной
ориентации, в состав которой входили блоки датчиков поло-
жения Солнца. Датчик Солнца - прибор «Гриф» - был выпол-
нен по щелевой схеме на принципе перекрытия полей зрения
трех фотоэлементов. Он продемонстрировал абсолютно на-
дежную работу в космосе. Разработчик прибора «Гриф» - Ге-
ништа, конструкторы - ЮЛебедева, А.Шифрин.
Развитие солнечных датчиков прошло длительный путь
- от приборов, которые сигнализировали только о нахожде-
нии Солнца в определенной зоне поля обзора, до приборов,
выдающих информацию о направлении на центр Солнца по
двум координатам с высокой точностью.
Приборы 135К1 и 191К позволяли определить положение
Солнца относительно КА и ориентировать одну из его осей
(или солнечные батареи) на центр Солнца. Приборы выдавали
в систему управления ориентацией КА управляющие сигналы
о положении Солнца в определенной зоне поля обзора. Прибо-
ры имели шесть зон, нахождение Солнца в которых фиксиро-
валось соответствующим сигналом. Четыре зоны составляли
квадранты поля обзора, пятая зона - зона приведения Солнца
в центр поля обзора, шестая - зона удержания направления на
Солнце в окрестности центра поля обзора.
Высокая фоновая помехозащищенность и простота кон-
струкции приборов достигалась за счет применения унифици-
рованных оптических систем, каждая из которых определяла
нахождение Солнца в своей зоне обзора. В приборах имелся
встроенный имитатор для проверок функционирования.
Прибор 135К1 эксплуатировался на грузовых косми-
ческих кораблях «Прогресс», пилотируемых кораблях се-
рий «Союз», «Союз-Т» и «Союз-ТМ», в т. ч. на корабле
«Союз-19», участвовавшем в осуществлении программы
Солнечные приборы
Солнце является очень удобным небесным объектом для
построения требуемой ориентации КА в космическом про-
странстве. Оно непрерывно излучает мощный поток электро-
магнитной энергии, поэтому зарегистрировать излучение
Солнца можно с помощью сравнительно простых приемников
излучения. Угловой размер видимого диска Солнца небольшой
- всего около 30 угловых минут, положение Солнца относи-
тельно связанной со звездами инерциальной системы коорди-
нат известно для любого момента времени. Поэтому приборы
ориентации по Солнцу, или, как их проще называют, солнеч-
ные датчики, широко используются в автоматических систе-
мах управления ориентацией КА как ИСЗ, так и межпланетных
станций. Кроме того, сигналы солнечных датчиков использу-
ются для ориентирования на Солнце панелей солнечных бата-
рей КА, являющихся источником электроэнергии в космосе.
1960 г.
Солнечный датчик 135К1.
1973 г.
Поле обзора - 42° х 183°;
погрешность - «7°;
масса - 4,5 кг
501
АО «НПП «Геофизика-Космос»
Солнечный датчик 258К. 1984 г.
Поле обзора - 71° х 181°; погрешность - 0,5 °;
масса - 2 кг; потребление - 3,7 Вт
«Союз-Аполлон» в 1975 г. Год начала эксплуатации - 1973.
Прибор 191К эксплуатировался на телекоммуникационных
ИСЗ «Грань», «Экран», «Горизонт», «Глобус». Год начала экс-
плуатации -1973. Разработчик прибора - Е.Д.Васенков, кон-
структор - А.Г.Писарев.
Прибор 258К предназначался для ориентации панелей
солнечных батарей КА на Солнце. Применение двухплоща-
дочного фотодиода и автоматической регулировки порога
срабатывания позволило отказаться от оптических систем
(трубок). Использование принципа «диафрагма - приемник»
значительно улучшило габаритно-массовые характеристики
прибора, не ухудшая его точность.
Прибор разработан в 1977 г. В.А.Жиромским,
А.П.Михайловым; конструктор - А.Г.Писарев. Год начала экс-
плуатации - 1984. Прибор эксплуатировался на навигацион-
ных КА «Ураган», «Ураган-К». Модификация прибора 258К1
эксплуатировалась на грузовых космических кораблях «Про-
гресс», осуществлявших доставку грузов на МКС.
Прибор 190К предназначался для выдачи информации
о двух координатах направления на центр Солнца. В этом
приборе впервые был применен координатно-чувствитель-
ный фотоприемник «Кадмий-20». Чувствительная поверх-
ность фотоприемника была разбита на отдельные участки,
расположенные по принципу «кода Грея». Световой зонд
от щелевой диафрагмы засвечивал определенные участки
фотоприемника, который выдавал код, соответствующий
положению светового зонда на фотоприемнике. Прибор
имел поле обзора 4л стерадиан, которое достигалось путем
применения шести отдельных оптических блоков с полем
зрения 2/зл стерадиан, объединенных общим электронным
блоком.
Солнечный датчик 190К (оптический блок). 1972 г.
Поле обзора - 4л стерадиан; погрешность - 1°;
масса (6БО + ЗБ)-10 кг; потребление -7 Вт
Солнечный датчик 251К
(оптический блок). 1980 г.
Поле обзора - 360° х 90°;
погрешность- 3 угл.мин.;
масса ОБ -1,6 кг,
масса БЗ- 1,5 кг;
потребление -5 Вт
Солнечный датчик 331 К.
2003 г.
Поле обзора - 180° х 90°;
погрешность -
1 угл.мин.;
масса - 1,7 кг;
потребление -5 Вт
Год начала эксплуатации -1972. Прибор 190К эксплуати-
ровался на КА «Тайфун», «Алмаз» и др. Разработчики прибо-
ра - Н.И.Рощин, В.А.Жиромский; конструкторы - Н.И.Дуева,
И.В.Соколов.
На российских КА широко использовались солнечные
датчики серии 251 К. Этот оптико-электронный прибор по-
зволяет определять две угловые координаты направления на
Солнце в связанной с КА системе координат.
Информация об угловом положении Солнца в приборной
системе координат получается за счет вращения с постоян-
ной скоростью сканирующего блока. Координаты Солнца из-
меряются путем сканирования поля обзора щелевыми угло-
выми полями, имеющими V-образную форму. Конструкция
прибора обеспечивает поле обзора размером с полусферу.
Имеются модификации прибора, отличающиеся размером
поля обзора (за счет диафрагмирования). В прибор встроен
имитатор Солнца для контроля функционирования.
В этом приборе впервые была применена система коррек-
ции систематических составляющих погрешности определения
направления на центр Солнца, которая позволила уменьшить
предельную погрешность прибора до величины 3 угл.мин. При-
бор состоит из оптического блока и блока электроники.
Прибор разработан в 1977 г. С.А.Гришиным, Н.И.Рощиным.
Конструкторы оптического блока - Е.Н.Кузьмин, И.В.Соколов;
конструктор электронного блока-А.В.Маврин. При разработ-
ке прибора 251К были применены прогрессивные решения,
которые были защищены рядом авторских свидетельств.
Год начала эксплуатации - 1980. Прибор подтвердил
высокую надежность функционирования в орбитальных по-
летах на многих российских КА. В частности, приборы 251К
успешно работали на борту орбитальной космической стан-
ции «Мир» более 15 лет, их модификация 251 КЗ - на ИСЗ
«Гейзер», «Альтаир», «Ураган».
Солнечный датчик 331К использует вышеописанный
принцип получения информации и имеет технические харак-
теристики на уровне лучших зарубежных образцов, в част-
502
Глава 24
Солнечный датчик 334К
ности, ресурс прибора достигает 12 лет работы в космосе.
Дальнейшая модификация этого прибора ЗЗЗК создана на
отечественной радиационно стойкой элементной базе, срок
службы датчика ЗЗЗК на ГСО -15 лет.
Применение микропроцессоров позволило программно
реализовать учет систематических составляющих погрешно-
сти и уменьшить общую погрешность прибора до 1 угл.мин.,
упростить схемно-технические решения, улучшить габарит-
но-массовые характеристики прибора, который выполнен
в виде моноблока в негерметичном исполнении.
Разработчики прибора - В.А.Агашков, В.А.Земляков,
В.М.Абакумов; конструктор - Л.И.Павлова.
Прибор 331К используется с 2003 г. на КА «Глонасс-М»
и др. Прибор ЗЗЗК эксплуатируется с 2011 г. на КА
«Глонасс-К», «Луч-5А», «Луч-5Б», «Луч-5В», «Ямал-300»,
«Экспресс» и др.
Прибор 334К разработан для замены прибора 258К. При-
менение щелевой диафрагмы и двухплощадочного фотодиода
позволило формировать управляющие сигналы о положении
Солнца в поле обзора в диапазоне ±45° с точностью 1,5°. Поле
обзора прибора - ±(91+5)° х ±(45±6)°. Для повышения надеж-
ности работы прибор имеет два независимых комплекта, его
масса - 850 г.
Разработчик прибора - В.А.Жиромский, конструктор -
В.В.Тихонова.
Солнечный датчик 347К.
Поле обзора - больше
полусферы; погрешность -
1 угл. мин.; масса - 0,75 кг;
потребление - 3 Вт; срок
службы на орбите - 15 лет
Солнечный датчик 145К1
(оптико-механический блок).
1982 г.
Поле обзора - ±90° х ±77°;
погрешность-0,1°;
масса -18,4 кг;
потребление - 22 Вт
Прибор эксплуатируется с 2012 г. на КА «Глонасс-К».
Прибор ориентации по Солнцу 347К - высокоточный
статический солнечный датчик, поле зрения которого
больше полусферы. Использование КМОП-матричного
фотоприемника позволило существенно снизить массу и
потребляемую мощность прибора. Высокой точности уда-
лось достичь за счет применения высококачественного
сверхширокоугольного объектива и специальных методов
калибровки.
Разработчики прибора - В.И.Варламов, Г.Л.Цымбал,
Н.М.Стрижова, А.А.Вецкус, С.А.Демешко; конструкторы -
В.А.Полкунов, С.Ю.Зензинов; программисты - К.П.Сафронов,
О.О.Тихомиров, А.М.Майоров.
Прибор 347К эксплуатируется с 2014 г. на КА «Луч». За-
планировано использование этого прибора на других пер-
спективных КА.
К отдельному виду солнечных датчиков относятся при-
боры, предназначенные для ориентации межпланетного КА
на Солнце.
Прибор 106К использовался при коррекциях орбиты
межпланетного КА. Предусматривалась его работа в двух
режимах: грубой солнечной ориентации и точной солнечной
ориентации в процессе коррекции орбиты. В режиме грубой
ориентации прибор выдавал сигнал о нахождении Солнца
в определенной зоне обзора, который использовался си-
стемой управления ориентацией КА для приведения Солнца
в центральную зону. В режиме точной ориентации прибор вы-
давал линейный сигнал, пропорциональный углу отклонения
оси прибора от направления на центр Солнца. В приборе была
реализована возможность разворота поля обзора вокруг
одной из осей КА на угол до 180°, что позволяло изменять
в процессе полета ориентацию КА заданным образом.
Основные технические характеристики: поле обзора -
185° х 30°; погрешность - 0,1°; масса - 6,6 кг; потребление -
10 Вт.
Год начала эксплуатации -1972. Прибор эксплуатировал-
ся на межпланетных КА «Марс» и «Венера».
Разработчик прибора - Х.Х.Мухамеджан, конструктор -
А.А.Смирнов.
Другой прибор - 124К (модификация 124К1 для КА
«Марс» и 124КЗ для КА «Венера») - должен был обе-
спечить экономию «рабочего тела» (жидкого азота) при
ориентации КА при длительных межпланетных экспеди-
циях. Прибор работал в двух режимах: «поиск Солнца»
и режим постоянной солнечной ориентации. В режиме
поиска Солнца прибор выдавал в систему управления
ориентацией КА релейные сигналы о нахождении Солн-
ца в определенной зоне поля обзора, по которым Солн-
це приводилось в центральную зону. В режиме ПСО, при
отклонении Солнца от линии визирования на угол более
40 угл.мин., прибор формировал позиционные импульс-
ные сигналы с интервалом 8 угл.мин. Для формирования
позиционных импульсов в приборе впервые был приме-
нен стекловолоконный блок с определенной раскладкой
стекловолокна. В приборе была реализована возмож-
ность разворота поля обзора вокруг одной из осей КА на
угол до 180°, что позволяло изменять в процессе полета
ориентацию КА заданным образом.
503
АО «НПП «Геофизика-Космос»
Разработчики прибора - А.П.Михайлов, В.А.Жиромский;
конструктор - Н.И.Дуева.
Подвижностью точной зоны обладает и прибор 145К1,
который предназначался для ориентации заданной оси КА
на Солнце. Прибор имел подвижную оптическую систему,
визирную ось которой можно было по команде с Земли вы-
ставить в заданную точку поля обзора. Это позволяло изме-
нять в процессе полета ориентацию КА относительно Солнца
в широких пределах.
Поле зрения прибора было разбито на несколько зон. При
попадании Солнца в зону выдавался соответствующий сигнал
наличия, а при попадании в центральную точную зону - до-
полнительно аналоговый сигнал (в виде напряжения), про-
порциональный углу отклонения направления на центр Солн-
ца от визирной оси прибора. Прибор был выполнен в виде
двух блоков: оптико-механического и электронного. Год на-
чала эксплуатации -1982.
Разработчики прибора - А.П.Кузьмин, В.А.Агашков,
Г.Ф.Востриков; ведущим разработчиком конструкции оптико-
механического блока являлся Б.А.Буркунов.
В отличие от межпланетных траекторий, использова-
ние солнечных датчиков на орбитах ИСЗ имеет ограниче-
ние. Солнечные датчики не могут работать в области тени
Земли (на «ночной» стороне орбиты), т. е. остаются «не-
работоспособными» в течение времени до 40 % периода
обращения ИСЗ или менее (в зависимости от конкретного
положения Солнца относительно плоскости орбиты и вы-
соты полета ИСЗ).
Указанное обстоятельство было обращено в полезный
эффект разработкой уникального в своем роде солнечного
датчика - прибора 267К. Этот прибор предназначался для
определения с высокой точностью наблюдаемых при орби-
тальном движении КА моментов восхода и захода Солнца
у горизонта Земли. Эта информация использовалась для
автономного автоматического решения навигационной за-
дачи на борту КА. Определение моментов восхода (захода)
Солнца осуществлялось путем анализа динамики уровня
освещенности от Солнца вблизи горизонта Земли. Прибор
обеспечивал автономное определение линейной скорости
движения КА по круговой орбите с погрешностью менее
0,005 % и автономную навигацию КА с погрешностью не
Прибор ориентации на Солнце 13А
более 2,5 км. Прибор предназначался для эксплуатации на
КА «Буран». Размещение приборов 267К планировалось на
открытой в орбитальном полете створке люка грузового
отсека КА. Поэтому в приборе была обеспечена независи-
мость результатов измерений от колебаний посадочного
места прибора за счет применения фильтра переменной
плотности; на это было получено авторское свидетельство
об изобретении. Доработка сборки фильтра в соответствии
с другим авторским свидетельством придала прибору до-
полнительные функциональные возможности - стало воз-
можным использование его для определения координат
Солнца при восстановлении угловой ориентации КА из не-
определенного начального положения. Год начала выпуска
прибора -1982.
Разработчики прибора - И.М.Токаревская, Г.С.Че-
ремухин, В.А.Агашков; конструктор - А.А.Смирнов.
Солнечные датчики работают и в космосе, и на Земле.
Например, прибор ориентации на Солнце 13А был предна-
значен для управления гелиостатом высокотемпературной
солнечной печи. Применение специального координатно-чув-
ствительного фотоприемника с двумя группами по три фото-
чувствительных элемента позволило обеспечить высокую
точность (погрешность не более 15 угл.сек.) положения нуля
управляющих сигналов. В состав прибора входят оптический
блок массой 1 кг и блок питания массой 4 кг. Энергопотре-
бление прибора - 7 Вт.
Разработчики прибора - Н.И.Рощин, В.А.Земляков; кон-
структор - А.А.Смирнов.
Построители местной вертикали
Солнечный датчик 267К. 1982 г.
Поле обзора - 90° х 30°; погрешность определения момен-
тов восхода/захода Солнца - 0,3 с;
масса - 1,6 кг; потребление -4 Вт
Сама Земля непрерывно наблюдаема с орбиты ИСЗ
в инфракрасном диапазоне излучения, потому очень удобна
в качестве ориентира, направление на центр которого соот-
ветствует местной вертикали планеты.
За 60 лет на предприятии создана целая гамма различных
построителей местной вертикали как для низкоорбитальных
спутников, так и для КА, работающих на геостационарной
орбите. Суммарно предприятие изготовило несколько тысяч
комплектов ПМВ.
Уже первые корабли-спутники не могли обходиться без
ПМВ. Первый полет ПМВ состоялся 15 мая 1960 г. на объекте
«1КП» - предшественнике космических кораблей «Восток» и
«Зенит». В этом приборе был реализован принцип кругового
сканирования горизонта Земли.
504
Глава 24
ИК-датчик горизонта Земли
194К1 (оптический блок).
1975 г.
Мгновенное поле зрения -
3°; погрешность -8 угл.мин.,
потребление - 7 Вт; масса
ОБ-4,85 кг,
масса ЗБ-1,5 кг
ПМВ, в которых направ-
ление местной вертикали
Земли определяется по на-
блюдению горизонта плане-
ты, иначе называют датчика-
ми горизонта Земли.
Первоначально преиму-
щественное применение име-
ли ПМВ, работающие в широ-
ком инфракрасном диапазоне
длин волн по принципу круго-
вого сканирования горизонта
Земли - серии 76К и его моди-
фикации 137К, 144К, 144К1,
175К, 175К1, 194К, 194К1,
218К, которые безотказно ра-
ботали на ИСЗ «Союз», «Про-
гресс», «Салют», «Целина»,
«Алмаз», «Зенит», «Янтарь»,
УСК, «Надежда» и др. Харак-
теристики ПМВ постоянно
совершенствовались, в част-
ности, за счет реализации но-
вых принципов сканирования,
оптимизации рабочего спектрального диапазона.
Примером «световой вертикали» является однокоорди-
натный построитель местной вертикали 187К. Он работает по
отраженному Землей солнечному излучению. Прибор выпол-
нен в герметичном варианте.
Год начала эксплуатации -1974. Прибор эксплуатировал-
ся на ИСЗ «Грань», «Экран», «Горизонт», «Глобус-1».
Инфракрасный датчик горизонта Земли 194К1 с круго-
вым сканированием предназначался для выдачи в систему
управления ориентацией геостационарного ИСЗ управляю-
щих сигналов по каналам крена и тангажа, пропорциональ-
ных углам отклонения оси чувствительности прибора от
направления местной вертикали Земли. Прибор состоит из
оптического блока и электронного блока. Высокие точност-
ные характеристики прибора обеспечивались и при наличии
Солнца вблизи видимого горизонта Земли, благодаря выве-
дению Солнца из поля зрения основного канала путем пере-
ключения внешних зеркал.
Год начала эксплуатации -1975. Прибор эксплуатировал-
ся на ИСЗ «Экран», «Горизонт», «Глобус-1».
Разновысотный инфракрасный датчик горизонта Земли
218К с круговым сканированием предназначался для исполь-
зования в системах ориентации ИСЗ, обращающихся по кру-
говым и эллиптическим орбитам с диапазоном высот полета
от 150 до 500 км. Прибор имеет автоматическую автономную
подстройку угла при вершине конуса сканирования в усло-
виях изменения высоты полета ИСЗ. Он выдавал в систему
ориентации ИСЗ управляющие сигналы, соответствующие
отклонению оси ИСЗ от направления местной вертикали по
осям крена и тангажа. Прибор состоит из оптического блока,
электронного блока и блока автоматической подстройки.
Год начала эксплуатации -1977. Прибор подтвердил вы-
сокую надежность функционирования в орбитальных поле-
тах на многих российских космических аппаратах («Союз»,
«Прогресс», «Мир», «Циркон-1», «Орлец-1», «Орлец-2»).
Для КА «Молния-3», которые обеспечивали телевизи-
онную и телеграфную связь на всей территории СССР, был
разработан ИК ПМВ 200К- первый ИК-прибор с секущей тра-
екторией сканирования, который позволил устранить ограни-
чения в сеансах связи.
ИК ПМВ секущего типа был разработан для ИСЗ, обраща-
ющихся по сильно вытянутым эллиптическим орбитам. Прибор
измерял угол отклонения оси антенной платформы КА от мест-
ной вертикали Земли по одному каналу управления (тангаж или
крен), а также формировал сигнал «Наличие Земли». Прибор
обеспечивал ориентацию на Землю при любых углах «Солнце -
ИСЗ - Земля» за счет наличия автономной защиты от помехо-
вых источников излучения. В конструкции прибора предусмо-
трено двойное резервирование. Прибор состоит из оптического
блока и электронного блока.
Год начала эксплуатации -1973.
Более 25 лет на российских КА широко использовались
инфракрасные ДГЗ 256К и ДГЗ серии 254К (на геостационар-
Световая вертикаль 187К. 1974 г.
Поле обзора - 78° х 25°; погрешность - 10 угл.мин.;
масса - 9,2 кг; потребление -7 Вт
Разновысотный ИК-датчик
горизонта Земли 218К
(оптический блок). 1977 г.
Мгновенное поле зрения - 3°;
погрешность - 10 угл.мин.;
потребление -6 Вт (в режиме
автоподстройки по высоте
полета - 10 Вт); масса: ОБ -
4,6 кг, ЗБ - 1,5 кг, БАП -1,5 кг
ИК ПМВ секущего типа 200К
(оптический блок). 1973 г.
Поле обзора -10° х 80°;
погрешность -13 угл.мин.;
потребление - 13 Вт; масса
ОБ-7,2 кг,
масса ЗБ-4 кг
505
АО «НПП «Геофизика-Космос»
ИК ДГЗ секущего типа 256К. 1982 г.
Диапазон высот - 180-40000 км;
поле обзора-12° х 170°; погрешность - 18 угл.мин. на низ-
ких орбитах и 6 угл.мин. на высоких орбитах;
потребление - 6 Вт; масса - 6,4 кг
ных ИСЗ). Датчик горизонта Земли 256К способен работать
в широком диапазоне высот полета ИСЗ (от 180 до 40000 км).
Этот прибор секущего типа предназначен для измерения угла
отклонения оси космического аппарата от местной вертикали
Земли в одной плоскости. Прибор имеет защиту от излучения
Солнца и Луны.
Год начала эксплуатации -1982. Прибор подтвердил высо-
кую надежность функционирования в орбитальных полетах на
многих российских космических аппаратах (орбитальная стан-
ция «Мир» и ее модули, «Меридиан», «Араке», МКС, «Ямал»
и др.). В частности, приборы 256К успешно работали в течение
15 лет на борту орбитальной космической станции «Мир».
Датчик горизонта Земли 254К1 предназначен для изме-
рения угла отклонения оси геостационарного ИСЗ от направ-
ления на центр Земли или на вынесенную точку (в пределах
±11°) в одной плоскости. В приборе применена автомати-
ческая компенсация погрешностей из-за различия яркости
краев горизонта Земли, прибор имеет защиту от излучения
Солнца и Луны.
ИК-датчик горизонта Земли
254К1 для
геостационарного ИСЗ.
1982 г.
Поле обзора -3° х 60°;
погрешность - 5 угл.мин.,
потребление - 6 Вт;
масса - 5,3 кг
ИК-датчик горизонта Земли
259К. 1980 г.
Мгновенное поле зрения -
3°; погрешность - 5 угл.
мин.; потребление - 6 Вт;
масса - 3,5 кг
ИК-датчик горизонта Земли
342К.2007Г.
Год начала эксплуатации -1982. Прибор подтвердил вы-
сокую надежность функционирования в орбитальных поле-
тах на многих российских космических аппаратах (в частно-
сти, приборы 254К1 успешно работали на борту ИСЗ «Галс»,
«Экспресс-A», «Аркос»).
Инфракрасный датчик горизонта Земли 259К пред-
назначался для формирования и выдачи управляющих и
телеметрических сигналов (по каналам крена и тангажа) об
отклонении посадочной плоскости прибора от плоскости,
перпендикулярной местной вертикали. В конструкцию при-
бора были введены специальный корректирующий усилитель
и аналоговое запоминающее устройство, которые позволили
сократить необходимое время отключения основного тракта
в период попадания Солнца в поле зрения прибора и обеспе-
чить заданную точность ориентации КА.
Год начала эксплуатации -1980. Прибор эксплуатировал-
ся на КА «Ураган», «Ураган-К», «Глонасс-М».
Современные приборы 336К, 342К, 342К1 и 343К от-
носятся к классу высокоточных приборов ориентации по
Земле инфракрасного диапазона. Их конструктивная осно-
ва - оптико-механический сканер с качающимся зеркалом;
подобная конструкция хорошо отработана в предшеству-
ющих разработках предприятия и многократно испытана
в составе КА с длительным сроком активного существова-
ния. В этих приборах две траектории сканирования линии
визирования пересекают линию горизонта Земли в четырех
точках, по координатам которых определяется направление
на центр Земли. В приборах использованы программные
методы обработки информации, современная отечествен-
ная элементная база. В модификации 342К1 применены
отдельные элементы повышенной стойкости к ИИКП для
использования прибора на радиационно напряженных ор-
битах в течение длительного времени.
Приборы 342К, 342К1 и 343К предназначены для ис-
пользования в составе системы управления ориентацией
КА на орбитах с высотой от 12000 до 40000 км. Основные
характеристики этих приборов: предельная погрешность
по курсу - 3,0 угл.мин., по тангажу - 3,6 угл.мин.; масса -
1,6 кг; потребляемая мощность - 6,5 Вт; срок службы на
орбите -15 лет.
Прибор 343К в 2006-2008 гг. успешно работал на бор-
ту спутника KazSat Республики Казахстан. Приборы 342К
эксплуатируются с 2007 г. на КА «Глонасс-К», «Луч-5А»,
«Луч-5Б», «Луч-5В», «Ямал-300», «Экспресс» и др.
ИК-датчик горизонта Земли
336К
506
Глава 24
ИК-прибор ориентации по Земле 344К. 2015 г.
Прибор 336К разработан для низкоорбитальных КА
с высотами полета от 180 до 1500 км. Его основные харак-
теристики: предельная погрешность по курсу - 5 угл.мин.,
по тангажу - 6 угл.мин.; масса - 2,5 кг; потребляемая мощ-
ность - 5 Вт; срок службы на орбите -10 лет.
Прибор 336К прошел полный цикл наземной отработки, за-
планирована его эксплуатация в составе новых модулей МКС.
В приборе ориентации по Земле 344К статического
типа в качестве приемника излучения используется микро-
болометрическая матрица, работающая в ИК-диапазоне
(7-14 мкм). Благодаря этому расширен диапазон рабо-
чих высот прибора (от 500 до 40000 км) и уменьшена его
масса. Для получения информации о координатах центра
изображения используются все точки окружности наблю-
даемого диска; благодаря этому в значительной степени
устраняется методическая погрешность измерений, вы-
званная вариациями линии горизонта Земли из-за дей-
ствия метеорологических факторов. Допускается наличие
в поле зрения прибора Солнца, Луны, элементов конструк-
ции КА. Для парирования влияния теплового излучения от
элементов конструкции КА на функционирование прибора
используется «карта теней», которая хранится в перепро-
граммируемом ПЗУ прибора для дальнейшего программ-
ного запрета на обработку информации от упомянутых
элементов матрицы. Возможность изменения рисунка
«карты теней» позволяет адаптировать размещение при-
бора на борту КА с учетом условий заказчика.
Высокая точность угловых измерений достигается и за
счет использования специального высококачественного ши-
рокоугольного объектива. Основные характеристики прибора
344К: предельная погрешность - 3-5 угл.мин. (в зависимости
от высоты полета КА); масса - 1,4 кг; потребляемая мощ-
ность - 9 Вт; срок службы на орбите -15 лет.
Прибор 344К успешно прошел летные испытания
в 2015 г. в составе КА «Луч» и продолжает работать до на-
стоящего времени.
В разные годы в создание построителей местной вер-
тикали большой вклад внести разработчики В.М.Бобков,
О.В.Ветров, Л.А.Глебович, В.В.Гордякин, Е.И.Гофман,
В.В.Денисов, А.А.Дорофеев, Б.Г.Кораблев, Б.В.Медведев,
А.З.Райгородецкий, К.П.Сафронов, Н.М.Стрижова,
О.О.Тихомиров, В.А.Чибисов, конструкторы М.Ю.Иванов,
Ю.Н.Радченко, В.М.Румянцев, Н.А.Шаталова и другие специ-
алисты.
Звездные приборы и системы
Универсальными небесными ориентирами, обеспечиваю-
щими максимальную точность инерциальной ориентации КА
независимо от его положения в космическом пространстве,
являются звезды. Положение звезд на небесной сфере хо-
рошо известно, мало и закономерно изменяется с течением
времени. Яркие звезды распределены по всей небесной сфе-
ре. Поэтому звезды, будучи точечными источниками электро-
магнитного излучения, позволяют с наивысшей точностью
определить положение КА относительно инерциального про-
странства. По указанной причине приборы ориентации КА
по звездам, или, как их проще называют, звездные датчики,
широко используются в системах управления ориентацией КА
как ИСЗ, так и межпланетных станций. В некоторых системах
управления ориентацией КА сигналы ЗД непрерывно исполь-
зуются для поддержания требуемой ориентации; в других си-
стемах управления сигналы ЗД используются периодически
(1-10 раз в сутки) для коррекции уходов гироскопических
систем, «хранящих» требуемую ориентацию КА.
Поскольку регистрируемое на КА электромагнитное из-
лучение звезд является очень слабым, уверенное выделение
полезного сигнала от звезд на фоне различного рода засве-
ток является серьезной технической проблемой. Поэтому ЗД
являются сложными и дорогостоящими приборами, требую-
щими для их создания высочайшей квалификации специали-
стов, осуществляющих их разработку и производство.
Первые ЗД предназначались для измерения углового по-
ложения определенных самых ярких звезд. Первоначально
применявшиеся дискретные фотоприемники (фотоэлементы
и ФЭУ - фотоэлектронные умножители) требовали исполь-
зования кинематически сложных схем механической моду-
ляции. Следующим шагом в развитии ЗД стала электронная
модуляция, не устранявшая, однако, необходимость исполь-
зования высоковольтного напряжения для фотоприемника
и, главное, последовательного сканирования поля зрения.
Только по мере освоения технологии производства твердо-
тельных и матричных приемников излучения (первоначально
на принципах приборов с зарядовой связью - ПЗС) появилась
реальная возможность создания ЗД, одновременно регистри-
рующих текущее положение группы наиболее ярких звезд,
оказавшихся в поле зрения ЗД. Информации, поступающей
с одного такого ЗД, оказывается достаточно для вычисления
трехосной ориентации КА в инерциальном пространстве, из
неопределенного начального положения.
Первые созданные на предприятии звездные датчики по-
явились в начале 1960-х гг. в составе комплекса автоматических
приборов ориентации для полета межпланетных станций к Мар-
су и Венере. Прибор 25К осуществлял ориентацию КА по Солнцу
и ярким звездам (Канопус и Сириус), имея три степени свободы.
Другой прибор (29К) использовался в дальнем космосе для ори-
ентации на Землю антенны; он работал по Солнцу и Земле, кото-
рая с таких расстояний была похожа на яркую звезду.
Приборы типа 125К с 1969 по 1986 г. обеспечивали ори-
ентацию всех автоматических межпланетных станций, на-
правленных к Венере.
В ЗД 155К удалось добиться высокой помехозащищен-
ности благодаря использованию принципа электронного
507
АО «НПП «Геофизика-Космос»
сканирования, реализованного с помощью фотоприемника
типа диссектор. Прибор успешно прошел летно-конструк-
торские испытания в 1975 г. на борту орбитальной станции
«Салют-4».
В середине 1970-х гг., после решения задачи длительной
работы точной механики в открытом космосе, было создано
астровизирующее устройство 161К1, предназначенное для
поиска, захвата астроориентиров и слежения за ними с це-
лью получения информации о положении астроориентиров
в связанной с КА системе координат. В этом приборе двухсте-
пенной подвес обеспечивал поле обзора в объеме полусфе-
ры. В состав прибора входят оптический блок, электронный
блок и светозащитная крышка.
Год начала эксплуатации -1978. Этот прибор успешно ра-
ботал на борту ИСЗ «Янтарь», «Циркон-1», «Орлец-1», «Ор-
лец-2», «Кобальт», в составе ряда других объектов, а также на
одном из модулей орбитального комплекса «Мир» в течение
12 лет.
Разработчики электроники - В.И.Федосеев, В.К.Саблин,
В.А.Осипик, В.И.Варламов, А.А.Старостин, С.И.Калабина;
ведущий конструктор оптико-механического блока -
К.П.Цветков, электронного блока - В.И.Никаноров; ведущий
оптик - М.П.Колосов; ведущий технолог - П.Р.Андерсон.
Более 20 лет на российских ИСЗ широко использова-
лись приборы ориентации на Полярную звезду, которые,
в частности, устанавливались на спутники связи, непре-
рывно работающие на геостационарной орбите в течение
нескольких лет. Эти ЗД предназначались для обнаруже-
ния и слежения за Полярной звездой с целью измерения
ее углового положения в приборной системе координат,
связанной с КА. Прибор имеет встроенные средства ка-
либровки для обеспечения высокой точности измерений,
в нем предусмотрена селекция помех типа «светящиеся ча-
стицы». Резервирование обеспечено двойным комплектом
электроники. В состав прибора входят оптический блок и
электронный блок.
Год начала эксплуатации -1984. Приборы подтвердили вы-
сокую надежность функционирования в орбитальных полетах
на российских космических аппаратах «Гейзер», «Альтаир»,
УСК МО, «Галс», «Экспресс-A» и др.
Разработчики - САГерасимов, Ю.Р.Гаврилов, Л.М.Юдина,
В.В.Гордякин; конструкторы - В.П.Максимов, М.Ю.Вальков; ве-
дущий оптик - С.Г.Воробьев.
Для многоразового КА «Буран» была разработана преци-
зионная астроизмерительная система 6КС, в состав которой
впервые была включена специализированная цифровая вы-
числительная машина. Прибор должен был периодически ис-
пользоваться для коррекции расчетной базовой инерциаль-
ной системы координат КА. Система 6КС состоит из прибора
визирного (изделие 268К), прибора электронного (изделие
269К) и СЦВМ (изделие Ш25). Год выпуска -1985.
Разработчики: идеологии прибора - В.А.Осипик; алго-
ритмов - В.А.Осипик, В.В.Куняев, Ю.С.Горелов; штатного ПО
СЦВМ - В.Б.Филатов (для звездного канала), В.К.Дудченко
(для солнечного канала); конструктор - Д.Н.Гловацкий; раз-
работка отладочного комплекса ПО СЦВМ - В.К.Дудченко;
разработка математической модели системы и внешней сре-
ды-А.П.Дмитриев.
Прецизионная астроизмерительная система 12КС - вто-
рая созданная на предприятии система, в составе которой
была СЦВМ. Прибор должен был непрерывно в течение
сеанса работы выдавать в систему управления КА инфор-
мацию о текущих координатах пяти зарегистрированных
в поле обзора астроориентиров.
После включения прибора выполнялся самоконтроль
правильности функционирования всех компонентов
системы. Затем осуществлялся поиск астроориентира
в окрестности его ожидаемого положения путем сканиро-
вания области поиска полем зрения прибора. Положение
центра области поиска и ее размер задавались целеуказа-
ниями, поступающими из СУ. После обнаружения астро-
Астровизирующее устройство 161К1.
1976 г.
Поле обзора: (-140°, +140°) по
азимуту, (-3°, +85°) по возвышению,
погрешность - 3 угл.мин.; рабочие
звезды-до +3 зв. вел.;
потребление - 50 Вт; масса - 34,3 кг
Прибор ориентации на Полярную звезду
(оптический блок). 1984 г.
Поле зрения -10° х 10°;
погрешность -3 угл.мин.;
рабочие звезды -до +2,2 зв. вел.;
потребление - 38 Вт; масса - 20 кг
ориентира и его подтвержде-
ния прибор переходил в режим
слежения за звездой с выдачей
в СУ КА непрерывно измеряе-
мых угловых координат звезды
в приборной системе координат.
Система 12КС состоит из при-
бора визирного (изделие 288К),
прибора электронного (изделие
289К) и СЦВМ (изделие У17).
Изготовленные еще в 1987 г.,
системы 12КС успешно эксплу-
атировались на КА «Аркон-1»
в 1997, 2002 и 2003 г.
Разработчики: алгоритмов
работы системы - А.П.Дмитриев;
штатного ПО СЦВМ - В.Б.Филатов;
электроники - КАОганесян; кон-
структор - Д.Н.Гловацкий; раз-
работка отладочного комплекса
ПО СЦВМ реального времени -
В.К.Дудченко; разработка мате-
508
Глава 24
Прибор визирный 268К астроизмери-
тельной системы 6КС. 1985 г.
Поле обзора: (-56°, +56°) по азимуту,
(0°, +45°) по возвышению: погреш-
ность - 1 угл.мин. (при работе
по звезде), 1,5 угл.мин. (при работе
по Солнцу); рабочие звезды-до +3 зв.
вел.; потребление системы 6КС - не
более 130 Вт; масса системы 6КС - 43 кг
Прибор визирный 288К астроизмери-
тельной системы 12КС. 1987 г.
Поле зрения - 3° х 3°;
поле обзора: (-88°, +88°)
по азимуту, (-3°, +88°)
по возвышению; погрешность - 1 угл.
мин.; рабочие звезды (-1, +3) зв. вел.;
потребление системы 12КС - 85 Вт;
масса системы 12КС - 35,1 кг
Широкопольный звездный датчик
329К. 2011г.
Поле зрения - 22° х 17°;
погрешность: 25 угл.сек.
(оси X, У), 65угл.сек. (ось Z);
рабочие звезды -
до +5 зв. вел.;
потребление -15 Вт;
масса (с блендой 40°) - 3,3 кг
матической модели системы и внешней среды для отработки
алгоритмов и ПО СЦВМ - А.П.Дмитриев.
Примером современных принципов построения ЗД может
служить широкопольный звездный датчик 329К. Прибор пред-
назначен для работы в составе системы управления ориентацией
и стабилизацией КА длительной эксплуатации. Измеряет угловое
положение звезд относительно опорных баз датчика. Изображе-
ние звезды формируется на светочувствительной площадке ПЗС-
матрицы. Электронный тракт датчика выполнен на современной
электронной базе высокой степени интеграции, что обеспечило
снижение габаритов, массы и энергопотребления датчика. Вы-
числитель датчика позволяет наряду с определением координат
звезд решить задачи распознавания зарегистрированных звезд и
последующего расчета трехосной ориентации КА относительно
геоцентрической системы координат.
С 2011 г. прибор находится в летной эксплуатации на КА
«Луч-5А», «Луч-5Б», «Луч-5В», «ГЕО ИК2».
Разработчики: идеологии прибора - В.И.Федосеев, про-
граммно-алгоритмического обеспечения - А.Н.Исаков,
В.М.Абакумов, ВАОвчинников, электроники - САГерасимов,
В.С.Тюрин, Ю.В.Шепелев, Н.В.Розов; конструкторы -
С.Ю.Зензинов, М.Ю.Вальков, САКрылов.
Звездный датчик 348К, использующий в качестве при-
емника излучения многоэлементную фотоприемную КМОП-
матрицу большого формата, состоит из оптических бло-
ков и общего электронного блока. Количество ОБ (от 1 до
4 штук) определяется целью миссии КА. Прибор измеряет
угловое положение звезд относительно измерительных си-
стем координат ОБ, опознает участки звездного неба и обе-
спечивает автономное определение ориентации КА. Прибор
выдает измерительную информацию в виде кватернионов
углового положения ОБ и кватернионов углового положе-
ния обобщенной измерительной системы координат в инер-
циальной геоцентрической системе координат.
Поле зрения ОБ размером 19° х 19° обеспечивает
наличие не менее пяти рабочих звезд в поле зрения ОБ.
Прибор содержит встроенный астрокаталог и обеспечи-
вает автономное определение ориентации КА, при его
произвольном положении относительно небесной сферы,
с частотой 5 Гц.
Дублированный ЭБ может быть расположен как на внеш-
ней поверхности, так и внутри КА. Оптические блоки свя-
зываются с электронным блоком кабелем длиной до 10 м.
Элементная база прибора в основном отечественная, за
исключением микросхем ОЗУ, ПЗУ и фотоприемных ма-
триц. Прибор находится в летной эксплуатации на КА «Луч»
с 2014 г.
Разработчики прибора - Ю.Н.Зыбин, В.С.Тимохин,
ЕЛ.Стернинсон, Ю.В.Багдасарян, А.Ю.Карелин, В.О.Князев,
Ю.В.Озеров, И.В.Долгов, В.Н.Кириллов, О.О.Тихомиров,
А.П.Финченко, ТАУрлина, А.М.Щекин, ААПоздняков,
ААКоптев, К.Н.Назарбаев.
Звездный датчик 348К (оптический блок). 2014 г.
Поле зрения -19°х 19°; погрешность определения
ориентации КА: при двух и более ОБ-<11 угл.сек.,
при одном ОБ - 15угл.сек. (оси X, У), 60 угл.сек. (ось Z);
рабочие звезды-до +5 зв. вел.; потребление - 8,5 Вт;
масса ОБ без бленды - 0,95 кг, масса ЭБ — 1 кг
509
АО «НПП «Геофизика-Космос»
Звездный датчик 361К
Звездный датчик 362К
(оптический блок)
В разные годы в создание звездных датчиков специального
назначения большой вклад внесли М.М.Архипов, А.Я.Гебгарт,
Н.И.Говоров, ВИДолженков, В.И.Заикин, И.В.Ермолаев,
А.Ю.Карелин, В.И.Комин, Г.П.Костин, В.С.Кузьмин, С.МЛадик,
В.СЛевитин, А.ИЛурье, Ю.Н.Мальков, Ю.С.Мелюхин,
Е.И.Михайлова, К.Н.Назарбаев, ИЛЛавлов, М.Г.Пирогов,
ЛАПрочухан, Р.Н.Резниченко, А.Б.Романовский, ААСмирнов,
ЕЛ.Стернинсон, Г.Г.Стрижов, АГ.Таруц, Л.М.Темин,
АЛ.Финченко, В.Б.Шелогаев, ВЛ.Юшков и многие другие.
Сегодня по государственному контракту в интересах Гос-
корпорации «Роскосмос» в рамках ОКР «Астродатчик» пред-
приятие разрабатывает новое поколение звездных датчиков
среднего и точного классов, базирующееся полностью на от-
ечественной элементной базе. Одной из задач этой ОКР явля-
ется разработка приборов для всех отечественных головных
организаций - разработчиков КА. Предприятием уже разра-
ботана рабочая конструкторская документация, изготовлены
экспериментальные образцы приборов.
Основные характеристики звездного датчика 361К точ-
ного класса:
-	максимальная погрешность определения ориентации -
6,0 угл.сек. вокруг осей X, Y (60 угл.сек. вокруг оси Z);
-	случайная составляющая погрешности (1 °) - 0,8 угл.сек.
вокруг осей X, Y (15 угл.сек. вокруг оси Z);
-	масса - около 2,75 кг;
-	потребляемая мощность - около 5 Вт.
Основные характеристики звездного датчика 362К сред-
него класса точности:
-	максимальная погрешность определения ориентации -
35 угл.сек. вокруг осей X, Y (140 угл.сек. вокруг оси Z);
-	случайная составляющая погрешности (1°) - 5,0 угл.сек.
вокруг осей X, Y (30 угл.сек. вокруг оси Z);
-	масса - около 1 кг;
-	потребляемая мощность - около 3 Вт.
Эти звездные датчики выполнены в виде моноблока. Они
рассчитаны на работу в течение 18 лет на ГСО и 12 лет на ВЭО.
Совокупность трех типов автоматических приборов - сол-
нечных датчиков, построителей местной вертикали и звезд-
ных датчиков - обеспечивает решение всех задач ориентации
КА на орбите ИСЗ, от исходного построения ориентации из
неопределенного начального положения до постоянного под-
держания с заданной точностью режимов инерциальной или
орбитальной ориентации.
Научная аппаратура космических аппаратов
Наряду с созданием оптико-электронных приборов для
систем управления ориентацией и навигации КА, предпри-
ятие занималось также разработкой и изготовлением ап-
паратуры для исследования космического пространства и
атмосферы Земли, включая радиометры, спектрорадиоме-
тры и т. п.
С помощью спектрорадиометров 174К проводились
исследования излучения Земли и ее атмосферы. По по-
казаниям этих приборов был построен тепловой разрез
атмосферы Земли. Прибор предназначен для определения
распределения температуры по спектральной зависимости
уходящего излучения в полосах поглощения атмосферных
газов. 11-канальный фильтровый сканирующий по поверх-
ности Земли спектрорадиометр предназначен для измере-
ния ИК-излучения с резонансными длинами волн в диапазо-
не от 11,1 до 18,7 мкм с относительной среднеквадратичной
погрешностью не более 1 % (2 % для каналов 15,02 и
18,70 мкм) и пространственным разрешением (32 х 32) км2
с высоты 1000 км (мгновенное поле зрения прибора - 2°).
За 2,4 с полем зрения прибора осуществлялось сканирова-
ние в пределах ±23° поперек траектории движения подспут-
никовой точки.
Измерение спектральных яркостей системы «зем-
ная поверхность - атмосфера» в абсолютных энергети-
ческих единицах производится с помощью калибровки
ИК-радиометра по двум источникам с известным распре-
делением энергии в спектре их излучения. Для этого пред-
усмотрен бортовой имитатор абсолютно черного тела со
стабилизированной температурой, а также входное окно,
позволяющее получать сигнал от излучения космического
пространства.
Обработка этих сигналов на наземной ЭВМ позволяет про-
изводить привязку результатов измерений к абсолютной энер-
гетической шкале, а также исключить влияние внутреннего
радиационного поля прибора.
Вес комплекта из двух приборов 174К (основного и за-
пасного) составляет 51 кг. Потребляемая мощность - 39 Вт
при напряжении питания 27 В.
В интересах разработки звездного датчика орбиталь-
ного корабля «Буран» многоразовой космической системы
был создан бинокулярный
радиометр 286К, пред-
назначенный для иссле-
дования в спектральном
диапазоне 0,3-1,1 мкм
светотехнических характе-
ристик газопылевого окру-
жения КА и космического
мусора. Прибор состоит из
оптического и электрон-
ного блоков. Оптический
блок закреплен в двухсте-
пенном азимутально-вы-
сотном подвесе и включает
две оптические системы
с совмещенными в беско-
11-канальный спектро-
радиометр 174К
510
Глава 24
Визуальная аппаратура для космонавтов
Инфракрасный радиометр
223К
Бинокулярный
радиометр 286К. 1985 г.
нечности полями зрения размерами 1 х 40 угл.мин. Рас-
стояние 150 мм между визирными осями систем образует
стереобазу радиометра. Прибор 286К позволяет измерять
спектральную яркость светящихся частиц в динамическом
диапазоне (102 - 102) кд/м2, их угловые координаты по
азимуту и высоте с погрешностью 1-6 угл.мин., их даль-
ность. Прибор 286К впоследствии был установлен на борт
орбитальной космической станции «Мир».
С целью измерения излучения малоразмерных объек-
тов с борта КА был создан комплект приборов с круговым
полем зрения диаметром 50 угл.мин. В состав комплек-
та входили инфракрасный радиометр 223К, работающий
в спектральном диапазоне 1,8-3,0 мкм, и инфракрасный
радиометр 224К, работающий в спектральном диапазоне
3,0-5,0 мкм. Приборы обеспечивали измерения в энерге-
тическом диапазоне (1 х 1012 - 2,8 х 109) Вт/см2 с погреш-
ностью не более 20 %.
Для дифференцированного измерения фонов Земли
и космоса с борта КА в круговых полях зрения диаметром
10 угл.мин. был создан комплект приборов, в состав кото-
рого входили инфракрасный радиометр 229К, работающий
в спектральном диапазоне 1,8-3,0 мкм, и инфракрасный
радиометр 230К, работающий в спектральном диапазоне
3,0-5,0 мкм. В широчайшем энергетическом диапазоне
(3 х 10*7 -1 х 10 2) Вт/см2 приборы обеспечивали измерения
также с погрешностью не более 20 %.
В разные годы в создание исследовательских приборов
специального назначения большой вклад внесли Г.Н.Куковкин,
М.М.Карпухин, Б.К.Хайрулин, М.М.Потапов, И.П.Алексеев,
А.С.Можаров,	Э.И.Чудиновский, Э.Б.Беренштейн,
В.П.Мухин и др.
Особое внимание уделялось на предприятии разработке и
изготовлению оптической аппаратуры для космонавтов. Опти-
ческие визуальные приборы используются космонавтами в про-
цессе ручного управления маневрированием КА как в условиях
дневного освещения, так и ночи.
Для первых пилотируемых кораблей был разработан
визуальный прибор (ориентатор) «Взор», позволявший пи-
лоту построить трехосную ориентацию КА в ручном режиме.
Именно через этот прибор Ю.А.Гагарин впервые увидел Зем-
лю из Космоса. В1965 г., при возвращении на Землю корабля
«Восход-2» с космонавтами П.И.Беляевым и А.АЛеоновым,
КА ориентировался в ручном режиме с помощью прибора
«Взор».
Разработчиком прибора «Взор» была ведущий оптик по
космической тематике К.И.Коркина.
Визир ночного управления по курсу 231К был создан
для определения космонавтом с погрешностью не бо-
лее 1° курсовой ориентации КА по видимому в поле зре-
ния визира (диаметром 20°) «бегу» местности в ночных
и дневных условиях работы. Визир массой 3,5 кг и энер-
гопотреблением 3 Вт устанавливается на пилотируемые
космические корабли «Союз-ТМ», а также использовался
космонавтами на борту базового блока орбитального ком-
плекса «Мир».
Визир пилота 240К предназначен для определения угло-
вых координат точечных (звезды) и протяженных объектов
относительно КА в поле обзора диаметром 80° с предель-
ной погрешностью 15 угл.мин. Наличие вращающейся ви-
зирной сетки позволяет определить положение точечных
и протяженных объектов в полярной системе координат.
Визир, имеющий массу 2,5 кг и энергопотребление 7 Вт, ис-
пользовался космонавтами на борту базового блока орби-
тального комплекса «Мир».
Тенденцию объединения функций характеризует ви-
зуальный ночной ориентатор космонавта 275К, разрабо-
танный для визуального контроля космонавтом положе-
ния КА относительно плоскости орбиты (канал курса) и
горизонта Земли (канал местной вертикали). Точность
обоих каналов не хуже 1°. Прибор состоит из системы
отражателей, формирующих четыре поля зрения канала
местной вертикали, имеющих угловой размер 5° х 17°, и
визира с круговым полем зрения диаметром 20°. Ориен-
татор, имеющий массу 15 кг и энергопотребление 25 Вт,
Визуальный ориентатор
«Взор». 1961 г.
Визир ночного управления
по курсу 231 К. 1983 г.
Визир пилота 240К. 1983 г. Визуальный ночной ори-
ентатор космонавта 275К.
1983 г.
511
АО «НПП «Геофизика-Космос»
Навигационно-измерительная визирная
система 7КС. 1985 г.
использовался космонавтами на борту базового блока ор-
битального комплекса «Мир».
Уникальной по своей многофункциональности являет-
ся созданная на предприятии навигационно-измеритель-
ная визирная система 7КС. Она входила в состав системы
управления орбитального корабля «Буран» многоразовой
космической системы. Система 7КС была предназначена
для решения пилотом орбитального корабля полного ком-
плекса задач ориентации и навигации в ручном и полуавто-
матическом режимах. Работоспособная в диапазоне высот
от 150 до 1000 км, она могла также использоваться пилотом
для текущего контроля выполнения автоматических режи-
мов управления ориентацией КА.
Система 7КС является автоматизированной визуаль-
но-измерительной панорамической системой, состоящей
из двух оптически и электрически независимых телескопи-
ческих каналов: обзорного и измерительного. Панорамич-
ность системы (подвижность визирной оси и неподвижность
окулярной оси) достигается применением на входе каждого
телескопического канала призменной сканирующей системы
(дефлектора), обеспечивающей отклонение визирной оси
в пространстве предметов относительно приборной системы
координат.
Посредством данной системы могло обеспечиваться вы-
полнение пилотом следующих визуально-измерительных
операций:
-	поиск и опознание объектов внешней обстановки
(астроориентиров, наземных ориентиров, горизонта Земли,
искусственных объектов и т. п.);
-	измерение угловых координат направлений на объекты
внешней обстановки (визирных направлений);
-	измерение угловых координат направлений в плоско-
сти, перпендикулярной визирной оси (курсовых направлений
«бега» местности, касательной к горизонту, ориентации про-
тяженных объектов и т. п.).
В целом система 7КС обеспечивала выполнение всех
необходимых условий для гарантированного и безопас-
ного возвращения КА с орбиты на Землю, даже в случае
неработоспособности всех автоматических средств ори-
ентации.
512
ГЛАВА 25
Колл. а&п.
Производство систем управления РКТ
в АО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг»
Аппаратура и приборы для космоса
В 1958 г. на Ижевском мотозаводе был освоен серийный
выпуск первой продукции для ракетно-космической техники
-электромоделирующей станции «Электрон». Станция пред-
назначалась для расчета параметров траектории полета ракет
и космических аппаратов. Более 200 комплектов этой станции
были размещены во всех крупнейших научно-конструктор-
ских центрах страны, а также на полигонах и космодромах.
Именно с помощью «Электрона» в 1961 г. был осуществлен
расчет траектории космического полета Ю.А.Гагарина.
С 1961 г. начался серийный выпуск телеметрической ап-
паратуры МА-9 для приема и регистрации медленноменяю-
щихся процессов и аппаратуры обработки информации МО-9
(подвижный вариант). Позднее эта аппаратура выпускалась и
в стационарном варианте (МА-9М, М0-9М). Основными из-
делиями этого периода являются также система обработки
информации телеизмерений СТИ-90 и ее модификации, гра-
фопостроители. Телеметрическая аппаратура, изготовленная
на мотозаводе, была установлена на космодромах Байконур,
Плесецк, Капустин Яр, наземных измерительных пунктах.
Триумфом нашей космонавтики является и запуск в кос-
мос в 1985 г. орбитальной научной станции «Мир». За 15 лет
ее работы на станции побывали 28 космических экспедиций,
пристыковались 40 грузовых кораблей, стыковка которых
обеспечивалась антенной системой производства Ижевского
мотозавода.
Предприятие принимало участие в реализации проекта
по созданию и запуску орбитального корабля многоразо-
вого использования «Буран». Более 5000 телеметрических
параметров бортовых систем контролировались в полете
телеметрическими комплексами, изготовленными Ижев-
Электронно-моделирующая станция «Электрон»
Система записи и спасения информации
для комплектации космического корабля «Буран»
513
АО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг»
ским мотозаводом. На «Байконур» было поставлено свы-
ше 100 единиц телеметрических систем МА-9МКТМ-3,
МА-9МКТМ-4, БРС-4М, «Спектр-Б1», «Спектр-АО»,
УРТС-2М, ПРА-МК, АВА, АВЦ и др., которые успешно функ-
ционируют и в настоящее время.
Уникальным изделием предприятия для комплектации
космического корабля «Буран» стала система записи и спа-
сения информации - ее производство было начато на Ижев-
ском мотозаводе в 1982 г. Конструкторская документация
была разработана АО «НПО ИТ» (г. Королев). Назначение
системы СЗСИ аналогично «черным ящикам», устанавлива-
емым на летательных аппаратах с целью фиксации параме-
тров полета и состояния аппаратуры с тем, чтобы в случае
аварийной ситуации информация о полете была сохранена
и расшифрована для проведения анализа причин аварии.
Разработчиком впервые была решена задача создания
«черного ящика» для летательного аппарата, находящегося
на космической орбите. Данный «черный ящик» был спо-
собен пройти все слои атмосферы, выдержать разогрев до
1100 градусов и удар при падении на землю со скоростью до
250 м/с. Носителем информации в системе СЗСИ являлось
изделие УСН, представляющее собой блок лентопротяжных
механизмов, помещенное в ударотеплозащитный корпус
УТЗ. Общий вес УСН составлял 119 кг. В полете запись ин-
Прибор распределения питания СУ PH «Протон-М»
2АО-ВКА. Антенная система для стыковки пилотируемых КА
с МКС. устанавливается на КА «Союз» и «Прогресс»
формации в БЛМ и ее воспроизведение в режиме обмена
с телеметрической системой производились с помощью
отдельно устанавливаемых блоков управления записью и
воспроизведением, устройством согласования и распре-
деления информации. На космическом аппарате «Буран»
устанавливались две системы СЗСИ: в обитаемом и не-
обитаемом отсеках. Всего за период с 1982 по 1989 г. было
изготовлено 12 комплектов СЗСИ, которые использовались
для проведения натурных испытаний и на «Буране», совер-
шившем успешный полет на космической орбите в беспи-
лотном режиме 15 ноября 1988 г.
Для управления космическими аппаратами приема и об-
работки информации в 1980-е гг. предприятием выпуска-
лись наземные командно-измерительные станции «Фазан»,
«Тамань-База», разработанные АО «РКС», а также «Калина»,
разработанная предприятием АО «НИИ ТП».
С начала 1980-х гг. на предприятии началось произ-
водство систем накопления и формирования информации:
17Р12 в 1981 г., 17Р17 в 1986 г. и подсистем преобразова-
ния оптической информации: 17Р13 в 1985 г., 17Р16 в 1987 г.
разработки НПО «ЭЛАС» (г. Зеленоград) для комплектации
в ЦСКБ «Прогресс» космических аппаратов по темам «Сплав»
и «Сплав-М» (обзор поверхности Земли.
В начале 1990-х гг. по КД разработки ГУП «ОПТЭКС» (г. Зе-
леноград изготавливались следующие изделия: ППИ 17Р78С
(«Серна») по теме «Араке» (1990 г.), ППИ 17В54 («Сатурн») по
теме «Сапфир-В» (с 1988 по 1997 г.), бортовой эксперимен-
тальный специальный комплекс СТР-Э-БЭСК 2 (1992 г.), оп-
тоэлектронные блоки БОКС и БОКЦ КА «Ямал» (с установкой
на платформу КА) для определения геометрических координат
центра Солнца и центра Земли (1996 г.). Для темы «Сплав» из-
готавливались бортовые запоминающие устройства СКТ301М,
а для темы «Серна» - бортовые запоминающие устройства
НСИ302А.
Начиная с 2001 г. АО «Ижевский мотозавод «Аксион-
холдинг» приступило к изготовлению и поставкам прибора
ЦЕ2382 (силовой логический коммутатор) для комплектации
системы управления PH «Протон-М» и «Зенит» (Морской
старт).
В 2005 г. предприятие освоило изготовление приборов
ЦЕ2390, ЦЕ2391. Прибор ЦЕ2391 (СЛК) предназначен для
комплектования СУ PH «Зенит» и «Ангара», а СЛК ЦЕ2390
входит в состав контейнера П623 из состава НАСУ комплексов
П155,155М, 155М1. Для комплектования СУ PH «Протон-М»
в 2006 г. дополнительно было освоено изготовление новых
приборов в количестве 12 наименований.
В 2007 г. было освоено изготовление приборов распреде-
ления первичного источника питания по потребителям бор-
товой аппаратуры:
-	ПА165А, ПА265А, ПД365 из состава СУ PH «Зенит»;
-	ПВ165М, ПВ365М из состава СУ PH «Протон-М»;
-	контейнер ЛА261М из состава СУ PH «Ангара».
Разработчиком и потребителем всех вышеперечисленных
изделий является предприятие ФГУП «НПЦАП» (г. Москва).
С 2004 г. «Аксион» производит универсальные малога-
баритные приемо-регистрирующие станции нового поколе-
ния, разработанные предприятием АО «ОКБ МЭИ» на замену
устаревшего оборудования. МПРС позволяют обрабатывать
514
Глава 25
телеметрическую информацию, поступающую со всех типов
бортовых радиотелеметрических комплексов ракет, разгон-
ных блоков.
В 2003-2005 гг. велась работа по изготовлению системы
СППИ для КА «Ресурс-ДК» с оптоэлектронной аппаратурой
дистанционного зондирования Земли, позволяющей полу-
чать цветные изображения местности с высоким (до 1 м) раз-
решением в реальном масштабе времени.
В 2006 г. начато освоение, а затем и производство
систем ориентации солнечных батарей разработки пред-
приятий АО Корпорация «ВНИИЭМ» для КА «Спектр-РГ»,
«Электро-Л», «Обзор-О», «Технолог», «Спектр-Л», «Спектр-
УФ», «Арктика-М»._В 2009 г. «Аксион» изготовил блоки ап-
паратуры ориентации солнечных батарей для КА спутниковой
связи KazSat-2.
С 2007 по 2012 г. на предприятии велось изготовление
приборов бортовой аппаратуры командно-измерительной
системы для группы спутников нового поколения (типа «Гео-
ИК», «Глонасс-К1», «Луч-5А», «Луч-5Б»), а также источни-
ков питания из состава СППИ «Степь-Б» для КА «Ресурс-П»,
«Персона», «Барс».
В течение ряда лет предприятие производит широкую
номенклатуру изделий из состава аппаратуры «Кондор-Э» -
новой космической системы дистанционного зондирования
Земли, разработанной предприятием АО «ВПК «НПО машино-
строения». «Аксион» осуществляет изготовление прибора пи-
тания С13242М для оснащения космодромов. На предприятии
изготовлены ряд блоков и приводов для КА «Кондор-ФКА».
В 2015-2016 гг. «Аксион» участвовал в восстановле-
нии измерительных пунктов, расположенных на территории
Крыма. На ИП в Евпатории установлены две станции МПРС и
стойка автосопровождения, а также антенна Б-529 («Ромаш-
ка») из состава телеметрической аппаратуры МА-9МКТМ.
«Аксион» в течение длительного времени поддерживает
тесные отношения с предприятиями АО «РКС» (г. Москва),
АО «НПО ИТ» (г. Королев), НПО «ЭЛАС» (г. Зеленоград), ГУП
«ОПТЭКС» (г. Зеленоград), АО «ВПК «НПО машиностроения»
(г. Реутов), АО «Корпорация «ВНИИЭМ» (г. Москва), АО «ОКБ
МЭИ» (г. Москва), АО «РКЦ «Прогресс» (г. Самара), АО «Кон-
церн «Гранит-Электрон» (г. Санкт-Петербург), АО «КБСМ»
(г. Санкт-Петербург), АО «НПО автоматики» (г. Екатерин-
бург), АО «НИИ ТП» (г. Москва).
Значительный вклад в освоение и изготовление борто-
вых и наземных блоков и систем внесли коллективы ОКБ
под руководством начальников отделов А.Г.Родионова,
Е.А.Шурмухина, Р.В.Стрелкова, начальников лаборато-
рий Е.П.Преображенского, И.С.Шаныгина, В.Я.Будилова,
Л.И.Постникова, В.В.Шоленко, начальников конструктор-
ских бюро В.Н.Максимова, И.Г.Потапова, С.Я.Хавкина. Наи-
больший вклад внесли конструкторы ОКБ И.М.Ходковский,
Г.В.Тырса, В.П.Прощин, Г.К.Булдырев, В.В.Измалков,
В.А.Кутепов, А.М.Верещагин, Л.Б.Овчинников, А.И.Кудряшов,
В.М.Голуб, В.М.Ехлаков, С.В.Горбунова, М.С.Засорина. Рабо-
ты по бортовым и наземным телеметрическим системам и
блокам проводились под руководством и при непосредствен-
ном участии В.К.Маслова (с 1980 по 1993 г. в должности за-
местителя начальника ОКБ, с 1993 по 1995 г. в должности
начальника ОКБ)
С целью контроля изготавливаемых бортовых и наземных
изделий коллективом инженеров-конструкторов под управ-
лением Б.Н.Лисицына и В.П.Карасева были разработаны, ис-
пытаны и доведены до состояния серийного производства
автоматизированные системы контроля монтажно-коммута-
ционных изделий АСК-МКИ серий «01»—«05», автоматизиро-
ванные системы контроля логических блоков АСК-ЛБ-К; кро-
ме того, разработана система контроля аналоговых изделий
АСК-АИ, а в 2013 г. разработана автоматизированная система
контроля АСК-ЛБ-КМ.
Системы контроля АСК-МКИ и АСК-ЛБ-К успешно прош-
ли государственные испытания, были получены сертификаты
об утверждении типа средств измерений двойного назначения
Министерства обороны Российской Федерации и Федерально-
го агентства по техническому регулированию и метрологии и
зарегистрированы в Государственном реестре как стандартные
средства измерения и допущены к применению в Российской
Федерации, а решением Научно-технического Совета Росавиа-
космоса были включены, наряду с другими, в качестве базовых
средств автоматизированного контроля при производстве изде-
лий РКТ для реализации Федеральной космической программы
на 2001-2010 гг. Системы АСК-МКИ, АСК-ЛБ-К, АСК-АИ были
поставлены и на другие заводы РФ для контроля изделий ра-
кетно-космической техники.
Трудно переоценить роль предприятия в реализации кос-
мических программ. Коллективом на протяжении многих лет
решаются важнейшие задачи по развитию отрасли. Факт, что
деятельность предприятия неразрывно связана с успехами
страны в области космонавтики, доказывают неоднократ-
ные визиты выдающихся соотечественников - космонавтов:
1983 г. - Александр Серебров, 1987 г. - Николай Рукавишни-
ков, 1989 г. - Георгий Гречко, 2003 г. - Игорь Волк, 2008 г. -
Виктор Афанасьев и Константин Козеев, 2013 г. - Борис Во-
лынов, Сергей Ревин и Сергей Авдеев.
Администрацией предприятия было принято решение
увековечить вклад сотрудников «Аксиона» в развитие косми-
ческой отрасли. В год 55-летия со дня полета первого челове-
ка в космос у производственно-административного корпуса
установлен памятник Юрию Гагарину. На торжественной це-
ремонии открытия присутствовали летчик-космонавт, Герой
Советского Союза Александр Викторенко и космонавт-испы-
татель, Герой Российской Федерации Олег Артемьев. Косми-
ческое направление деятельности предприятия в настоящее
время является одним из ведущих; приборы, изготавливае-
мые на «Аксионе», обеспечивают успешное развитие отече-
ственной космонавтики.
Системы и аппаратура для ракетных
комплексов стратегического назначения
В связи с распадом Советского Союза возникла необхо-
димость передачи производства важнейших изделий специ-
альной техники предприятий стран ближнего зарубежья на
российские предприятия, особенно это касалось производ-
ства изделий СБУ ЭЮ для РВСН, разработчиком которого
является НПО «Импульс» (г. Санкт-Петербург).
С целью оценки производственных и конструкторско-тех-
нологических возможностей Ижевский мотозавод в 1992 г.
515
АО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг»
Бортовое запоминающее устройство ракетного
стратегического комплекса «Тополь-М»
посетили начальник ГУРВО генерал-полковник А.А.Ряжских,
заместитель Главнокомандующего РВСН по вооружению пол-
ковник Ю.А.Андреев.
Указом Президента РФ № 275 от 22 февраля 1993 г.
«О создании РК «Тополь-М» и серийном производстве РК
«Тополь-М», Постановлением Правительства РФ № 7-2 от
6 января 1993 г. ПО «Ижевский мотозавод» определен го-
ловным серийным изготовителем аппаратуры управления
«Сигнал-A» с возложением на него функций гарантийного
надзора за находящейся в эксплуатации аппаратурой управ-
ления, в т. ч. ранее выпущенной предприятиями Украины (до
1993 г. изготовителями аппаратуры комплекса 310 явля-
лись предприятия Украины: ПО «Коммунар», ПО «Монолит»
(г. Харьков) и Киевский радиозавод).
В целях совершенствования структуры инженерных
служб предприятия и повышения эффективности их работы
на базе конструкторско-технологических служб и опытного
цеха был создан инженерно-технический центр общей чис-
ленностью более 2000 человек. Руководителем инженерно-
технического центра назначен В.Л.Гоголев.
Для организации ремонтно-восстановительных работ
и подготовки производства работниками ОКБ предприятия
необходимо было получить полный комплект конструктор-
ской документации (400 тыс. листов в переводе на А4), что
представляло большую трудность, т. к. разработчик НПО
«Импульс» не имел полного комплекта документации (под-
линников). Кроме КД, необходимо было получить стендовое
оборудование, включая комплексные стенды.
Для ускорения освоения на Ижевском мотозаводе аппа-
ратуры системы управления «Сигнал-A» с украинских пред-
приятий ПО «Монолит», ПО «Коммунар» (г. Харьков) и ПО
«Киевский радиозавод» по договорам были переданы обору-
дование стендов ПСИ головных изделий, АРМов на входящие
блоки, остатки блоков и приборов штатной аппаратуры.
На основании подписанных указов предприятию удалось
решить вопросы бюджетного финансирования подготовки про-
изводства аппаратуры и технического перевооружения. Реша-
ющая роль в принятии решения о размещении производства
аппаратуры боевого управления РК «Тополь» и «Тополь-М»
принадлежала генерал-лейтенанту В.И.Болысову, начальнику
Главного управления заказов и поставок ракетного вооружения.
Большая работа по получению конструкторской докумен-
тации и оборудования от предприятий Украины для организа-
ции комплексных стендов проверки звеньев АБУ была прове-
дена директором по координации экономики Г.И.Кудрявцевым,
работниками ОКБ А.И.Мыниным, В.Л.Гоголевым, Н.Г.Кряком,
А.И.Николаевым.
С 1993 г. Ижевский мотозавод приступил к подготовке
производства и серийному изготовлению аппаратуры (зве-
ньев управления) системы управления ЭЮ в рамках Гособо-
ронзаказа, а именно:
-	на 35 субблоков изделий 15Э280,153280-05,153270-04
разработана КД и новые фотошаблоны на МПП МСО вместо
МПП ОКП, разработанных ПО «Монолит», с целью повыше-
ния надежности аппаратуры;
-	освоены изделия 3270-04, ЭЗЗОА, 31663 для РК П165.
В мае 1993 г. был организован и оснащен цех комплекс-
ных испытаний. В обеспечение выполнения поставленной
задачи внесли вклад специалисты и руководители Ижев-
ского мотозавода: А.И.Мынин, И.К.Ижболдин, А.С.Пышков,
Е.В.Стрелков, В.В.Юдинцев, А.И.Николаев, Н.Г.Кряк,
А.А.Науменко, Л.А.Жигалов, Э.В.Косотуров, А.Г.Матвеев,
И.Н.Коротаев, В.С.Мартынов, Т.К.Закирьянов, Л.Ф.Лисков.
Работы предприятия по постановке на производство и постав-
кам звеньев аппаратуры управления велись в тесном контак-
те с представителями службы закупок и поставок вооруже-
ния РВСН В.И.Болысовым, Е.П.Платоновым, И.И.Смолыком,
С.Б.Николичевым, О.Д.Глотиным,	А.С.Савиным,
М.П.Мущилем, Г.Л.Форсовым, В.П.Головяшкиным.
В процессе подготовки производства изделий системы
310 проведена огромная работа конструкторскими и техно-
логическими службами предприятия:
-	для проведения регулировки ПСИ и ПИ 1690 объектов
контроля разработаны порядка 2470 программ контроля, раз-
работаны и изготовлены более 630 контактных приспособле-
ний и средств адаптации;
-	для проверки 50 аналого-цифровых субблоков разра-
ботана новая АСК-АИ, контактные приспособления, средства
адаптации и 54 программы контроля.
С 1995 г. началось освоение аппаратуры управления
АБУ РК «Тополь-М» шахтного базирования, принятого на
вооружение в 2000 г. С 1996 г. в соответствии с Постанов-
лением Правительства РФ № 110-6 от 5 февраля 1996 г.,
«Графиком освоения серийного производства аппаратуры
«А» ЕФИТ.377511.001 и аппаратуры «У» ЕФИТ.373861.001
с учетом кооперации» от 13 марта 1996 г. и «Решением
о порядке серийного производства аппаратуры СУ 58.65...»
от 21 сентября 2005 г., утвержденным И.Д.Сергеевым и
В.К.Глухих, на предприятии началась подготовка произ-
водства, а в 1998 г. были изготовлены первые серийные
комплекты контейнеров С-660, С-661, С-621, С-664, С-673
из состава НАСУ и приборов ЦЕ2522У, ЦЕ4325У из соста-
ва БАСУ комплекса П165, разработчиком которых является
ФГУП «НПЦАП» (г. Москва).
С 1993 г. Ижевский мотозавод занимается ремонтно-
восстановительными работами изделий, изготовленных
предприятиями Украины, отслуживших свой гарантийный
срок, а также отказавших в период гарантийного срока, тем
самым сохраняя необходимый уровень боеготовности РВСН
516
Глава 25
в этот тяжелый для страны период, взяв на себя авторское и
гарантийное сопровождение изделий, изготовленных други-
ми предприятиями.
На «Аксионе» уделялось серьезное внимание вопросам
эксплуатационной надежности, и с 1996 г. начали готовить
программы повышения качества и надежности аппаратуры
системы ЭЮ. Первая программа ППКН-Ю-96 утверждена
заместителем главнокомандующего Ракетными войсками
стратегического назначения по вооружению генерал-пол-
ковником В.А.Никитиным. Необходимость разработки про-
грамм повышения качества и надежности аппаратуры ЭЮ
была обусловлена сложившимся к 1995 г. состоянием экс-
плуатационной надежности аппаратуры ЭЮ, находящейся
на объектах.
АО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг» (до 1994 г. -
ПО «Ижевский мотозавод», затем ОАО «Ижевский мотозавод
«Аксион-холдинг») принимал активное участие в подготовке,
разработке и реализации ППКН, продолжая работы даже при
отсутствии утвержденных программ (1998-1999 гг.), изыски-
вая для этого собственные средства.
С 1996 по 2002 г. в рамках ППКН реализовано 92 меро-
приятия, проведен ряд работ по направлениям:
-	анализу и изменению режимов работы, замене наибо-
лее часто отказывающих элементов;
-	улучшению помехоустойчивости изделий, устранению
«гоночных ситуаций»;
-	разработке, модернизации и внедрению автоматизиро-
ванных рабочих мест с увеличением полноты и качества про-
верок;
-	перепроектированию печатных плат;
-	увеличению объемов проверок ПКИ и материалов на
входном контроле, внедрению методик ДНК, высокопроизво-
дительного оборудования для контроля параметров ЭРИ на
входном контроле.
Реализация мероприятий, предусмотренных в про-
граммах ППКН за 1996-2002 гг., позволила поддерживать
на достигнутом уровне надежность аппаратуры управления
в эксплуатации путем сокращения общего потока отказов
и устранения наиболее характерных причин отказов блоков
(приборов).
Стабильный уровень надежности изделий аппаратуры
управления, несмотря на выработку гарантийных сроков
эксплуатации аппаратуры, указывает на эффективность
проводимых мероприятий в соответствии с программами
ППКН.
В соответствии с Протоколом № 144/18-2004 от 18 но-
ября 2004 г. ОАО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг»
определен серийным изготовителем изделия Э1557-03 раз-
работки НПО «Импульс» для комплектации агрегатов У175
комплекса П155. Одновременно в эти же годы на предпри-
ятии серийно изготавливались для комплекса П155 новые
изделия Э280-05, Э300А, ЭЗЮА, Э340А из состава системы
управления ЭЮ разработки НПО «Импульс» и один комплект
комплексного стенда Н2128 (КС Н2128) разработки ФГУП
«МИТ» (г. Москва).
В соответствии с Решением «По вопросу изготовления на
ОАО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг» унифицирован-
ных технических средств» от 22 января 2001 г. на предприятии
с 2001 г. начинается подготовка производства и изготовление
модулей УТС для комплектации опытных образцов аппарату-
ры перспективных систем ЭЮ00, 83т2, 83т32 разработки НПО
«Импульс» в интересах РВСН и Начальника управления связи.
В соответствии с Решением № НАИЯ.002-149/03-32-06 от 3 мая
2006 г. ОАО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг» опреде-
лено серийным изготовителем универсальных технических
средств для комплектации всех изделий из состава новой си-
стемы управления ЭЮ00.
В соответствии с решениями 7ф/1803-2008 от 29 апре-
ля 2008 г., № НАИЯ.049-149/03-26-09 от 3 марта 2009 г.,
№ НАИЯ.050-149/03-70-2011 от 5 июля 2011 г., № НАИЯ.050-
149/03-73-2011 от 27 июля 2011 г., ОАО «Ижевский мотоза-
вод «Аксион-холдинг» определено серийным изготовителем
всех звеньев управления системы ЭЮ00 для РК П155М1,
П165М1, П167, П171. Серийное изготовление звеньев управ-
ления системы ЭЮ00 началось с 2011 г. и продолжается по
настоящее время для комплектации указанных РК.
Важным этапом расширения номенклатуры и объемов
производства изделий на предприятии по заказам РВСН яв-
ляется разработка и изготовление изделия Э 1557-04 ком-
плекса П155М1. В соответствии с Решением № 7ф/304-2007
от 25 апреля 2007 г. «О порядке разработки ПБУС Э1557-04
комплекса П155М1», подписанным командиром в/ч 73835
И.Н.Смолыком, специалистами ОКБ и Научно-технического
учреждения «Инженерно-технический центр» ОАО «Ижев-
ский мотозавод «Аксион-холдинг» по ТЗ № 625/141-4-
2007, выданному ФГУП «МИТ», выполнена составная часть
ОКР «Разработка ПБУС Э1557-04 со звеном управления
7Г1 АСБУ «Сигнал-А1» комплекса П155М1». Работа велась
с участием ряда предприятий: ОАО «НПО «Импульс», ОАО
«Концерн «Созвездие», НИЦ РКС ФБУ «4 ЦНИИ Минобо-
роны России», ОАО «ЦКБ «Титан». Большой вклад в раз-
работку и освоение производства изделия 1557-04 внес-
ли И.К.Ижболдин, В.Ф.Кузнецов, К.А.Тютин, Ю.М.Штин,
Е.В.Стрелков, Ф.Ф.Гильфанов, Г.С.Репин. С 2012 г. ведется
серийное изготовление изделий ПБУС Э1557-04 для ком-
плекса П155М1.
Следующий этап развития производства спецтехники со-
впал по времени с принятием Федеральной целевой програм-
мы «Развитие ОПК на 2011-2020 годы», которая определила
целевые ориентиры научно-технического и промышленного
развития оборонной промышленности. Также серьезное
влияние на деятельность предприятия вплоть до 2017 г. ока-
жет принятие «Государственной программы вооружения на
2011-2020 годы». В начале 2011 г. АО «Ижевский мотозавод
«Аксион-холдинг» вместе с рядом предприятий ФКА вклю-
чено в состав АО «Корпорация «Московский институт тепло-
техники».
Высокотехнологичная производственная база и создан-
ный интеллектуальный потенциал, устойчивое финансовое
состояние придают уверенность руководству предприятия,
генеральному директору Г.И.Кудрявцеву и позволяют выхо-
дить к заказчику с предложениями об освоении на предпри-
ятии сложной военной техники.
В 2010 г. во время посещения предприятия Командую-
щим РВСН А.А.Швайченко с группой офицеров было при-
нято решение организовать серийное производство под-
517
АО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг»
вижных командных пунктов изделия В228М («Размах-6»)
комплекса П155М1, разработчиком которого является ОАО
«КБ Селена» (г. Краснодар). Решение об организации произ-
водства, учитывая назначение этого изделия, его конструк-
торско-технологические особенности, требования, предъяв-
ляемые к нему в процессе производства и испытаниях, были
всесторонне проработаны и представлены в виде технико-
экономического обоснования ОАО «Корпорация «МИТ» и
командованию РВСН. Принятию положительного решения
по этому проекту способствовало и то, что у предприятия
имелся большой опыт по производству, вводу в эксплуата-
цию и обслуживанию подвижных комплексов различного
назначения: командно-измерительных систем «Фазан-МК»
для управления космическими аппаратами, быстродейству-
ющих телеметрических комплексов типа БРС-4МП, аппа-
ратных машин связи и управления для Сухопутных войск
П227ТН, П244ТН и ряд других.
С 2010-2012 гг., в соответствии с утвержденным «Реше-
нием по организации серийного изготовления подвижных
командных пунктов «Размах», была организована и прове-
дена полномасштабная подготовка производства этого из-
делия. Оно являлось уникальным для предприятия во всех
смыслах: и в части технологии, и в части конструктивных
особенностей, и в части организации производства. По-
требовалось разработать и реализовать программу рекон-
струкции производственных мощностей предприятия, фи-
нансирование которой производилось полностью за счет
собственных средств. Для проведения испытаний на пред-
приятии были созданы уникальные сооружения: экраниро-
ванная камера с объемом 3958 куб. м, камера испытаний
на дождевание, участок лакокрасочных и защитных по-
крытий подвижных командных пунктов комплекса П155М1
на базе шасси M3KT-79-30-204, развернуты специальные
комплексные испытательные стенды, приобретены совре-
менные измерительные приборы и испытательное обору-
дование. В процессе подготовки были решены вопросы по
заключению договоров и организации ритмичных поставок
большой номенклатуры комплектующих изделий по коопе-
рации, проведена отработка конструкторской документации
и технологии производства.
Особенным для предприятия стал 2013 год. На этот пе-
риод пришлась смена поколений основополагающего за-
каза предприятия - систем управления стратегическими
ракетными комплексами. Началось серийное производство
аппаратуры 31000: звеньев управления нового поколения
31887-31910, 31888-01, и ряда других изделий, объемы вы-
пуска которых из года в год начнут расти. С 2015 г. началось
серийное изготовление ПКП «Размах-6».
Большой вклад в освоение производства изделия
В228М комплекса П155М1 также внесли А.А.Науменко,
П.Н.Лаврешин, Н.Н.Семакин, С.Ю.Болонкин, Л.И.Казаков,
А.Ю.Лущиков, А.А.Смирнов, Н.Н.Жуйкова, Я.Н.Любезнов,
Е.В.Щенин, Д.В.Кокарев, И.М.Кузнецов.
В результате с 2014 г. обеспечены серийное произ-
водство и постановка на боевое дежурство первых пол-
ков ракетного комплекса «Ярс». В этот же период с це-
лью расширения производства номенклатуры изделий,
входящих в состав комплекса «Размах-6», решается во-
Бортовой прибор управления оперативно-тактического
ракетного комплекса «Искандер»
прос о передаче изготовления аппаратуры «Системы авто-
номного электропитания Р321, Р324» на предприятие АО
«Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг». Это позволило
увеличить удельный вес собственных работ при изготов-
лении агрегатов, входящих в комплекс, сократить общий
цикл производства и снизить риски срыва поставок по
кооперации.
Из состава комплекса П165М1, кроме звеньев управления
системы 31000, с 2016 г. предприятие поставляет в эксплу-
атирующие организации ЗИП-Г АБУ 31916, стенд проверки
ЗИП-Г 31910-01. Дополнительно по комплексу П155М1 пред-
приятие изготавливает и поставляет ЗИП-Г АБУ 31914-02 и
комплексный стенд Н2136.
В этот же период в результате расширения плодотворного
сотрудничества с предприятием ФГУП «НПО «Импульс» (как
головным разработчиком) начинается производство целого
ряда новых изделий: усовершенствованной автоматизиро-
ванной системы управления средствами приема и передачи
данных «Вьюга-С», КСА 83Т 0316 из состава автоматизиро-
ванного комплекса приемных средств для изделия «Улитка»
изделия 83т0216-01 и др.
В рамках программы развития серийного производ-
ства по направлению высокоточного оружия предприятие
расширяет номенклатуру, объемы поставок приборов и
устройств для комплектования бортовой и наземной аппа-
ратуры управления для ракетного комплекса «Искандер-М»,
электронных блоков из состава системы управления голо-
вок самонаведения ПГРК «Игла-СМ», «Верба», приборов
системы управления противокорабельных ракет «Яхонт»,
«БраМос» и др.
Заключение
«Аксион» успешно развивает существующие и
новые производственные направления, выпуская вы-
сокотехнологичную продукцию. Для реализации на-
меченных задач у предприятия есть все необходимое:
передовые технологии, широкие производственные
возможности, научный потенциал, профессиональ-
ный коллектив.
518
ГЛАВА 26
Kjomi. а£т.
Производство космической техники
на Ижевском радиозаводе
Космическая история Ижевского радиозавода началась
в июне 1961 г., с совещания в 3-м Главном Управлении Уд-
муртского Совнархоза. Тогда было принято решение под-
ключить ИРЗ к освоению бортового радиотелеметрического
комплекса РТС-9 (здесь и далее до 2000 г. разработчиком из-
делий являлся п/я Г-4149 (РНИИ КП, ныне АО «Российские
космические системы»). Первые приборы для систем БР-92Б
и БР-93 были изготовлены на ИРЗ и прошли испытания
к концу 1962 г.
В 1964 г. на ИРЗ было налажено серийное производство
такой аппаратуры. Для обеспечения работ по сопровожде-
нию изделий в составе предприятия организовано Особое
конструкторское бюро. В1965 г. ИРЗ начал освоение и годом
позже - серийное производство аппаратуры ВС-А (разработ-
чик - п/я 1323 АО «Концерн ВКО «Алмаз-Антей») - малога-
Коллектив предприятия на встрече с ЮА.Гагариным
баритной системы управления ракет класса «земля-земля»,
работающей по сигналу наведения в диапазоне сверхвысоких
частот. В ней, а также в телеметрическом комплексе БР-18
впервые были применены элементы СВЧ-электроники и точ-
ной механики. В этот же период ИРЗ вошел в состав 5-го
Главного Управления Министерства общего машиностроения
и был определен серийным заводом-изготовителем борто-
вых телеметрических систем. Началось освоение радиотеле-
Ижевский радиозавод
519
АО «Ижевский радиозавод»
Аппаратура доплеровских измерений «Сфера-Н». 1968 г.
Навигационный комплекс «Штырь-2» (АДК-2).
Разработан в 1974 г.
метрической системы БР-17М и прибора СИТ-9Б для первого
в СССР метеорологического спутника «Метеор».
В 1967 г. первой самостоятельной разработкой ОКБ ИРЗ
стала телеметрическая система БР-44 (разработчик - инже-
нер-конструктор И.З.Шакуров), заказанная Министерством
авиационной промышленности для испытаний первого
в СССР сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144. Этот
год также ознаменовался участием ИРЗ в запуске и выводе на
орбиту автоматической станции «Венера-4» и началом работ
в области первых цифровых радиотелеметрических систем
БРК-75 и БРК-18. Их серийный выпуск привел к изменению
структуры продукции ИРЗ: объем производства телеметри-
ческих систем превысил объем радиоаппаратуры для насе-
ления, которая в свое время и дала название предприятию.
В октябре 1968 г. состоялся запуск космического кора-
бля «Союз» с телеметрией, произведенной на ИРЗ. В 1968-
1974 гг. «линейка» производимой ИРЗ аппаратуры расши-
рилась выпуском спутниковой навигационной аппаратуры.
Система навигации «Сфера-Н» осуществляла прием сигналов
специального геодезического спутника.
1970-1973 - годы становления микроэлектроники на
ИРЗ. На предприятии созданы цех микроэлектроники и цех
печатных плат. ИРЗ вошел в число ведущих приборострои-
тельных предприятий отрасли. Новая технология позволила
создавать малогабаритную, легкую, надежную и экономич-
ную аппаратуру, потребность в которой возросла в связи
с расширением программ исследования космоса, созданием
космических станций, спутников и их носителей.
В1971-1972 гг. заводу было поручено освоение навигаци-
онной корабельной доплеровской аппаратуры, позволяющей
определять координаты судов по сигналам искусственных
спутников Земли в любой точке океана с точностью до 100 м.
В 1970 г. первые изделия «Штырь» («Штырь», «Шлюз», «Се-
анс», «Фолиант» - проектные названия различных моделей
доплеровской корабельной аппаратуры для военного флота:
«Шхуна» - для гражданских судов), а затем их модернизиро-
ванный вариант АДК-1 были поставлены на производство и
установлены на различных судах СССР.
В этот период была изготовлена высокоинформатив-
ная аппаратура «Сириус» (разработчик - АО «НИИ ИТ» (АО
Вручение заводу ордена Трудового Красного Знамени
520
Глава 26
«НПО ИТ»)) с применением микросхем, которую курировал
специально созданный в ОКБ отдел микроэлектроники.
В начале 1970-х гг. на смену аналоговой схемотехнике
в телеметрической и навигационной аппаратуре активно на-
чала внедряться многоканальная цифровая схемотехника.
Появились новые изделия: аппаратура «Телеграф-4М»; ком-
плексы ИА-021 и РА-071 М, определяющие траекторию поле-
та ракет и место их приземления; навигационный комплекс
«Штырь-2» (АДК-2) и др.
Отрабатывалась документация на телеметрические си-
стемы БР-9Д, БР-91Ц1, TA-926, ТА-937, МБА, новую аппа-
ратуру траекторных измерений РА-216, навигационную ап-
паратуру АДК-1, АДК-2, навигационную аппаратуру АДК-3
(«Шлюз»). Началось и продолжалось до 1981 и 1985 г. соот-
ветственно производство навигационной спутниковой аппа-
ратуры АДК-1, работающей в составе комплекса «Меркурий»,
телеметрических адаптивно-адресных систем TA-926, ТА-932,
ТА-937 и цифровых многоканальных телеметрических си-
стем на базе аппаратуры БР-91Ц.
Этим же периодом датируется начало международного
сотрудничества в космосе. 15 июля 1975 г. состоялся запуск
космического аппарата «Союз-19» с телеметрией ИРЗ, а два
дня спустя - стыковка на орбите «Союза-19» с космическим
кораблем «Аполлон».
В 1976 г. за образцовое выполнение заданий девятой
пятилетки и высокие достижения в освоении космической
техники коллективу радиозавода был вручен орден Трудо-
вого Красного Знамени. В 1978 г. в составе ОКБ организо-
ван отдел для создания автоматизированных комплексов
контроля телеметрических систем класса РТС-9 и «Сириус»,
а также наиболее трудоемких приборов в их составе. Отдел
также занимался созданием опытных образцов специаль-
ных малогабаритных телеметрических систем, разрабатыва-
лась навигационная допплеровская аппаратура «Шхуна» для
гражданского торгового флота и рыболовных судов; новая
навигационная аппаратура для военного флота «Сеанс».
В 1978-1980 гг. активно расширяется заводская произ-
водственная инфраструктура: введен в эксплуатацию корпус
микроэлектронного производства, организован цех для из-
готовления микросхем и микросборок, участок изготовления
и испытания бортовых радиотехнических комплексов, создан
радиотехнический полигон.
В начале 1980-х было освоено производство вычисли-
тельной машины В-500 (разработчик - АО «НПО ИТ»), ко-
торая строилась на принципиально новой для того времени
элементной базе - микросхемах на основе КМОП-структуры
с большой степенью интеграции. В 1983 г. завод начал осво-
ение новых видов аппаратуры на твердотельных микросхе-
мах, КМОП-структурах и микрополосках «Кварц», «Микрон»,
«Мустанг», «Тюльпан»; системы «Скиф» (разработчик - АО
«НПО ИТ»).
Телеметрическая система «Кварц» работала в соста-
ве космического комплекса «Энергия» - «Буран». Участвуя
в этом проекте, конструкторы ИРЗ решали задачу изготов-
ления приборов во взрывобезопасном исполнении - в связи
с особенностями применяемого топлива, которое представ-
ляло собой смесь кислорода с водородом. В целом для ком-
плекса «Энергия» - «Буран» ИРЗ изготовил 140 различных
Низкоорбитальная корабельная навигационная
аппаратура АДК-4. 1977 г.
блоков и систем. Началось производство многоканальных
цифровых телеметрических систем БИТС.
С1982 г. предприятию, как успешно освоившему темати-
ку спутниковой навигации, было предложено освоение спут-
никовой навигационной аппаратуры нового поколения для
системы ГЛОНАСС. Впервые применены однокристальные
микропроцессоры.
В середине 1980-х на заводе была открыта новая страни-
ца в освоении продукции для космических программ СССР -
бортовые радиотехнические комплексы для различных КА
связи. Началось освоение БРТК СПЛ-1 и СПЛ-2 (проектные
названия «Сплав-1», «Сплав-2»), «Синтез» (разработчик -
НПО «Элае», г. Зеленоград), переносных наземных при-
емопередающих станций, БРТК типа «Стремнина», «Орион»,
«Марс», многоканальных телеметрических цифровых систем
БР-91Ц и БИТС, модернизированных вариантов навигацион-
ной аппаратуры АДК-4М («Фолиант»).
1987 г. отмечен освоением на заводе аппаратуры для
высокоорбитального связного ретранслятора «Луч» с функ-
цией обеспечения прямой передачи информации с космиче-
ской станции «Мир», в т. ч. при выходе ее из зоны прямой
связи. Параллельно началось освоение высокоорбитального
ретранслятора «Орион».
В этот период разработчиками также делается акцент
на разработку космических аппаратов для использования
в гражданских целях - ретрансляторов и терминалов для
банковских и коммерческих структур. Например, по заказу
Центробанка Украины предприятием освоен выпуск граж-
данской аппаратуры спутниковой связи - VSAT станций «С»
диапазона СКС.
В 1994 г. ИРЗ принимает активное участие в проекте по
созданию аппаратуры космической связи по заказу Центро-
банка России. По проекту был заказан космический сегмент
в составе двух КА «Купон» и наземный сегмент, состоящий из
наземных спутниковых станций связи различного назначения
(центральная, узловая, абонентская). Всего в рамках данного
проекта было изготовлены два БРТК (разработчик - ГУП НПЦ
«СПУРТ», г. Зеленоград (проектное название «Сфинкс»))
и более 200 наземных станций спутниковой связи «Стела».
Совместно с московскими предприятиями-партнерами (НПЦ
521
АО «Ижевский радиозавод»
«СПУРТ» и НПЦ «Элсов») ИРЗ изготовил и развернул сеть
станций спутниковой связи «Стела» в девяти регионах стра-
ны, что позволило связать в единую систему расчетно-кассо-
вые центры Центробанка.
В 1998 г. Российское авиационно-космическое агентство
принимает решение о присвоении заводу статуса базового
предприятия в области радиоэлектронного приборостро-
ения для ракетно-космической техники; специализация -
разработка и изготовление аппаратуры полезной нагрузки
космических аппаратов и ракет-носителей. В этом же году
стартовала работа над освоением аппаратуры бортовых ко-
мандно-измерительных систем, в частности, изделия «Ком-
парус» (разработчик - АО «НИИ ТП»). Начались собственные
разработки малогабаритных многоканальных навигационных
приемников, работающих в системах ГЛОНАСС/GPS.
В конце 1990-х - начале 2000-х с участием ИРЗ реали-
зован целый ряд международных космических проектов:
Международная космическая станция (телеметрия ИРЗ для
всех российских модулей (разработчик - АО «РКС»), всего
- более 120 блоков), спутник SESAT по заказу Европейской
организации спутниковой связи Eutelsat (телеметрический
комплекс БАТС (собственная разработка ИРЗ)), программа
«Морской старт» по созданию ракетно-космического ком-
плекса морского базирования (телеметрия для разгонного
блока ДМ-SL, собственная разработка ИРЗ) и др.
В XXI веке Ижевский радиозавод продолжил работу
в интересах российских космических программ. В связи
с реализацией ФЦП ГЛОНАСС на ИРЗ получила активное
развитие тема навигации. На ИРЗ для КА «Глонасс-М» раз-
работаны и в настоящее время поставляются бортовые вы-
числительные комплексы «Салют-32» и телеметрические
системы нового поколения ТА932МД (собственные разра-
ботки ИРЗ). Для нового поколения спутников «Глонасс-К»
предприятие изготавливает и поставляет приемо-переда-
ющие устройства для командно-измерительной системы
(КИС, разработчик - АО «РКС»), разработаны и поставля-
ются универсальные контроллеры аккумуляторных батарей
(собственная разработка ИРЗ).
Во исполнение постановления Правительства РФ
№ 365 «Об оснащении космических, транспортных
средств аппаратурой спутниковой навигации ГЛОНАСС
или ГЛОНАСС/GPS» от 2006 г. активно началась работа по
модернизации и серийному производству навигационной
аппаратуры потребителей. Многоканальные навигацион-
ные приемники серии МНП (собственная разработка ИРЗ),
работающие по сигналам спутников ГЛОНАСС/GPS, в кос-
мическом сегменте прошли летные испытания в составе
научных спутников «Фотон» и «Фотон-М2» (применены
в РБ «Фрегат»). В наземном сегменте они также исполь-
зуются в системах синхронизации времени, мониторинга
и управления движением различных видов транспорта -
в интересах МВД, МЧС, ФСИН, РЖД, авиации и морского
флота. В настоящее время изготовлена и прошла отрабо-
точные испытания первая партия многоканальных навига-
ционных приемников МНП-9.1. Приемники ориентированы
на одновременную работу в диапазонах L1 и L2 ГЛОНАСС/
GPS и прием сигналов спутниковых систем «Галилео» (Ев-
росоюз) и «Бэйдоу» (Китай).
ТМСБР-9ЦК-1
В рамках практического применения системы ГЛОНАСС
на ИРЗ изготавливается система контроля мобильных объ-
ектов, предназначенная для контроля за местоположением и
состоянием любых транспортных средств.
Производство телеметрических систем на ИРЗ полу-
чило дополнительное развитие в период активного освое-
ния в России новой космической техники: ракет-носителей,
разгонных блоков и космических аппаратов. В 1990-е гг.
в заводском направлении телеметрии, ориентированном на
сопровождение и модернизацию изделий сторонних раз-
работчиков, появились собственные разработки новых при-
боров и систем для ведущих предприятий отрасли. Первой
знаковой разработкой стали малогабаритные телеметриче-
ские системы для разгонного блока «Фрегат» для ФГУП НПО
им. С.А.Лавочкина, произведенные в 1999 г. и активно при-
меняющиеся вплоть до настоящего времени. В последние
годы для перспективной ракеты-носителя «Ангара» (произ-
водитель - ГКНПЦ им. М.В.Хруничева) и южнокорейской ра-
кеты-носителя KSLV Ижевский радиозавод совместно с ОКБ
МЭИ разработал телеметрическую систему ИТС «Орбита-IV»
информативностью 3,14 Мбит/с. Серийно производится теле-
метрическая система, которая используется при всех видах
испытаний изделий Московского института теплотехники:
«Тополь-М», «Ярс», «Булава», - передавая по радиоканалу
параметры испытываемых объектов.
В настоящее время телеметрические системы ИРЗ уста-
навливаются на ракеты-носители, разгонные блоки, в т. ч.
перспективные, работают в составе ряда космических аппа-
ратов различного назначения. Телеметрическая информация
передается наземным потребителям по радиоканалу и бор-
товым потребителям - по мультикомплексному каналу обме-
на, обеспечивая возможность контроля работы всех систем
космического аппарата и внешних воздействующих на него
факторов.
Целевая установка государства - развивать космическую
технику в интересах науки - способствовала увеличению ко-
личества национальных научных проектов, многие из кото-
рых были реализованы с участием ИРЗ.
В составе Федерального космического агентства ИРЗ
принял участие в проекте «Коронас-Фотон». Разработал и
изготовил телеметрические системы для научных спутни-
522
Глава 26
ков «Фотон-М» и «Бион-М», а также для спутников на базе
платформы «Навигатор» НПО им. С.А.Лавочкина. Уже реа-
лизованы следующие проекты: космический радиотелескоп
«Спектр-Р» и геостационарный спутник для метеоисследо-
ваний «Электро-Л»; предстоящие проекты с участием аппа-
ратуры ИРЗ - орбитальная астрофизическая лаборатория
«Спектр-РГ», всемирная космическая обсерватория «Спектр-
УФ» и космический комплекс для астрофизических исследо-
ваний «Спектр-М».
На Ижевском радиозаводе сформировалось самостоя-
тельное направление - производство бортовой аппаратуры
систем управления космическими аппаратами. Оно включает:
-	бортовую аппаратуру командно-измерительных систем
БА КИС (разработчик - АО «РКС»); пуск КА с первым летным
комплектом аппаратуры БА КИС для КА «Молния-ЗК» состо-
ялся в 2005 г.);
-	бортовую аппаратуру командно-измерительной систе-
мы БА КИС «Компарус» (разработчик - АО «НИИ ТП»), кото-
рая включает в себя аппаратуру по организации командной
радиолинии, телеметрическую аппаратуру, программно-вре-
менное устройство; пуск КА «Фотон» с первым летным ком-
плектом БА КИС «Компарус» произведен в 2002 г.;
-	бортовую аппаратуру автоматической стыковки «Курс»,
«Курс-М», «Курс-НА» (разработчик-АО «НИИ ТП», ранее ап-
паратура «Курс» изготавливалась на Украине); пуск первого
российского «Курса» состоялся в 2002 г.; с 2008 г. на ИРЗ
осуществляется выпуск системы «Курс» нового поколения,
которые сегодня обеспечивают стыковку к МКС всех рос-
сийских грузовых и пилотируемых космических кораблей,
а также европейских грузовых кораблей АТ\/(модификация
«Курс-М»);
-	бортовой радиотехнический комплекс БРТК «Садко»
(разработчик - АО «НИИ ТП» спутниковой информационной
системы «Гонец» (производитель - АО «ИСС»); пуск первого
БРТК «Садко» состоялся в 2005 г.; БРТК «Садко» предназна-
чен для ретрансляции различной информации между або-
нентами системы связи, позволяет управлять приемо-пере-
дающими устройствами и обрабатывать команды с Земли;
является элементом полезной нагрузки спутника, обеспечи-
вая выполнение главных функций системы подвижной спут-
никовой связи - передачу данных в глобальном масштабе,
связь в удаленных регионах, мониторинг транспорта, монито-
ринг экологических и промышленных объектов, связь в зоне
бедствий, связь в интересах министерств и ведомств.
Еще одно крупное направление на ИРЗ - разработка
и производство аппаратуры для телекоммуникационных
спутников, группировка которых растет в последние 15 лет.
Серьезным шагом в этом направлении стала разработка по
заказу ОАО (ФГУП) «ГПКС» бортовой аппаратуры телесигна-
лизации БАТС и бортовых цифровых вычислительных ком-
плексов БЦВК для обновленной платформы спутников связи
«Экспресс-АМ» АО «ИСС». Это оборудование унифицировано
с аналогичным - для спутников «Глонасс-М». Высокая сбо-
еустойчивость и надежность данного БЦВК обеспечивается
применением троирования с послойным мажорированием
информации в сочетании с дополнительным резервирова-
нием особо ответственных узлов. За счет этого обеспечено
требуемое быстродействие системы и ее адаптивность.
Сегодня бортовыми вычислительными комплексами и
телеметрией Ижевского радиозавода, а также приемо-пере-
дающими устройствами командно-измерительной системы
со сроком активного существования 15 лет оснащены рос-
сийские телекоммуникационные спутники серий «Экспресс»
и «Ямал» («Экспресс-АН; -АТ2; -АМ5, -АМ6, -АМ8», «Ямал-
300К, -401»), спутники «Меридиан», обеспечивающие связь
морских судов и самолетов ледовой разведки с береговыми
наземными станциями в районе Северного морского пути;
спутники, произведенные в рамках международных проектов
(SESAT, AMOS-5, TELCOM-3, KazSat, KazSat-2, KazSat-З, про-
изводитель - АО «ИСС»).
Отдельной темой ИРЗ стала разработка и изготовле-
ние аппаратуры для технических и стартовых комплексов.
В 2010 г. был изготовлен поворотный стапель для испыта-
ния разгонных блоков НПО им. С.А.Лавочкина. В 2011 г. ап-
паратура формирования готовности космической головной
части, произведенная по заказу Европейского космического
агентства, поставлена Гвианскому космическому центру (кос-
модром Куру). Также новое наземное оборудование разраба-
тывается специалистами ИРЗ и для российского космодрома
Восточный.
Космическое приборостроение на Ижевском радиозаво-
де - одно из наиболее динамично развивающихся направле-
ний. К числу перспективных разработок предприятия отно-
сятся малогабаритные вычислительные системы и бортовые
вычислительные комплексы, обладающие более высоким
быстродействием и расширенными функциональными воз-
можностями. Для реализации логики управления перспек-
тивными малыми космическими аппаратами ИРЗ разработал
бортовую вычислительную машину БВМ-ЛЗ массой 1 кг и
сроком активного существования 5 лет. Изделие разработано
на базе радиационно-стойкого процессора, устойчиво к отка-
зам за счет применения сбоеустойчивой элементной базы и
использования системы коррекции ошибок при работе с ОЗУ.
Для больших космических аппаратов массой 4-6 т создан
принципиально новый бортовой вычислительный комплекс -
БЦВК «Салют-32М1».
Началось производство усовершенствованной системы
стыковки «Курс-НА», предназначенной для замены активной
части аппаратуры «Курс» на перспективных космических ап-
паратах. По сравнению с предшествующими модификациями
вес данной системы уменьшен вдвое, в 3 раза снижено энер-
гопотребление.
В 2013 г. на ИРЗ создана и с 2016 г. поставляется виде-
осистема высокого разрешения (аппаратура БСВК), адапти-
рованная для работы в составе ракет-носителей и разгонных
блоков, работающая совместно с радиотелеметрическими
системами и позволяющая выполнять визуальный контроль
работы космической техники.
При разработке и изготовлении аппаратуры на ИРЗ при-
меняются современные технологии, обеспечивающие рабо-
тоспособность аппаратуры на различных орбитах, в различ-
ных частотных и температурных диапазонах, используются
бескорпусная элементная база на чип-кристаллах, изготавли-
ваются сверхточные волноводные устройства.
Лаборатория входного контроля ЭРИ, созданная на
ИРЗ полвека назад, стала базой для проведения работ по
523
АО «Ижевский радиозавод»
проверке и поставке всей номенклатуры электронных ком-
понентов, включая элементы категории качества Military и
Space, имеет аккредитацию второго поставщика Миноборо-
ны РФ, оказывает услуги не только для Группы компаний
«Ижевский радиозавод», но и для предприятий космиче-
ской отрасли России.
Ижевский радиозавод - неотъемлемая часть истории
становления российского космоса, его настоящего и бу-
дущего. Предприятие имеет многолетний плодотворный
опыт сотрудничества с ведущими отраслевыми инсти-
тутами и КБ, предприятиями-интеграторами и произво-
дителями космической техники - АО «Информационно-
спутниковые системы» им. академика М.Ф.Решетнева»,
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева», АО «РКЦ «Прогресс»,
ПАО «РКК «Энергия» им. С.П.Королева», ФГУП «НПО
им. С.А.Лавочкина», АО «ВПК «НПО машиностроения»,
АО «Российские космические системы», АО «Корпорация
«МИТ», АО «ОКБ МЭИ» и др.
Только за последние 15 лет с участием аппаратуры
ИРЗ изготовлено более 750 единиц ракетно-космической
техники (ракет-носителей, разгонных блоков, космиче-
ских аппаратов).
Проекты с участием Ижевского радиозавода
Ракеты-носители: «Молния», «Союз», «Протон», «Ангара».
Разгонные блоки: «Фрегат», «Бриз», ДМ, «Волга».
Орбитальные космические станции: «Салют», «Мир», МКС.
Космические аппараты:
-	грузовые и пилотируемые космические корабли «Вос-
ход», «Восток», «Союз», «Прогресс»;
телекоммуникационные спутники «Экспресс»,
«Экспресс-AM, -АМ5, -АМ6, -АМ8»; «Экспресс-АТ1, -АТ2»,
«Ямал-ЗООК, -401», «Горизонт», «Галс», «Гонец-М», «Мери-
диан», «Луч 5А, -5Б»;
-	космические комплексы для дистанционного зондиро-
вания Земли «Ресурс-ДК», «Ресурс-П», «Электро-Л»;
-	метеорологические спутники «Метеор-М», «Глобус»;
-	спутники научного назначения «Спектр», «Бион», «Фотон»;
-	навигационные спутники «Глонасс-М» и «Глонасс-К».
Международные проекты
Аппаратура для спутниковых платформ:
-	SESAT (2000 г., коммерческий геостационарный теле-
коммуникационный спутник в составе группировки Eutelsat,
выполнен по заказу Европейской организации спутниковой
связи), AM0S-5 (2011 г., коммерческий геостационарный
телекоммуникационный спутник для израильского спутни-
кового оператора Spacecom, связь и вещание на террито-
рии Африки, Европы и Азии) , LYBID (первый украинский
телекоммуникационный спутник), KazSat, KazSat-2 и KazSat-3
(2006, 2011, 2013 г. - телекоммуникационные спутники для
Казахстана).
-	«Телком-3» для Индонезии.
Аппаратура для ракет-носителей, разгонных блоков, кос-
мических аппаратов и стартовых комплексов:
-	разгонный блок «Фрегат» для проекта «Союз - Фрегат-
Куру»;
-	разгонный блок ДМ-SL для ракетно-космического ком-
плекса морского базирования «Морской старт» (США, Норве-
гия, Украина, Россия);
-	аппаратура для стартового комплекса проекта «Союз -
Фрегат - Куру».
Космическая история Ижевского радиозавода продолжа-
ется.
В. А. Шутов.
В 1962-2013 гг. - на Ижевском радиозаводе:
генеральный директор, помощник
генерального директора. Лауреат
Государственной премии РФ. Заслуженный
машиностроитель РФ. Заслуженный
работник промышленности УР.
Почетный гражданин УР
И.Н.Валиахметов.
Советник генерального
директора, в 1992-2016 гг.
- генеральный директор
Ижевского радиозавода
Д.А.Беккель.
С 1996 г. - на Ижевском
радиозаводе: главный конструк-
тор направления ТМ-систем и
БЦВК. С 2016 г. - генеральный
директор Ижевского радиозавода
524
Глава 26
ЕАБорейко.
В 1964-2004 гг. - на Ижев-
ском радиозаводе: первый
зам. технического директора,
помощник технического
директора
Ю А.Красильников.
В 1980-2010 гг. на
Ижевском радиозаводе
возглавлял направление
космических средств связи
А.Н.Кузнецов.
В1962-2004 гг. - на Ижевском
радиозаводе: зам. генерального
директора, помощник генерального
директора по производству.
Заслуженный машиностроитель РФ
А.Н.Семдянов.
С1983 г. - на Ижев-
ском радиозаводе: зам.
генерального директора -
директор по производству,
технический директор
В.Т.Феофилактов.
С1977 г. - на Ижевском радиоза-
воде: главный конструктор систем
телеметрии. Член Государственной
комиссии по подготовке и запуску
изделий с космодромов.
Заслуженный конструктор РФ
А.С.Фролов.
В 1965-2005 гг. - на Ижевском
радиозаводе: главный конструктор,
помощник главного конструктора
А.П.Ханжин
В 1962-2005 гг. - на Ижевском
радиозаводе: зам. директора
ИТЦ по технике, вед. инженер-
конструктор
525
ГЛАВА 27
'IK.ZpcMzd
АО «Сибирские приборы и системы»
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР
№ 723-345 от 2 июля 1958 г. решено было образовать научно-
исследовательскую и производственную базу по созданию ги-
роскопических приборов, в т. ч. серийный завод в Омске. 28 мар-
та 1959 г. постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР
№ 229-134 было принято решение по вводу мощностей Омского
приборостроительного завода № А142 для выпуска гироскопи-
ческих приборов. Завод был построен в кратчайшие сроки. Так
началась история завода, который вписал славную страницу
в историю создания ракетно-космической техники нашей страны.
Уже в 1960 г. завод начал выпускать шаговые двигатели
и электромеханические муфты, применяемые в гироскопи-
ческих приборах того времени. 21 января 1960 г. распоряже-
нием № 6 Р Омского совнархоза заводу № А 142 присвоено
наименование «Организация п\я 51». На основании приказа
министерства № 109 от 6 мая 1966 г. п/я 51 переименован
в Омский электромеханический завод.
В начале 1960-х гг. завод освоил производство первых
гироскопических приборов, а также датчиков программиру-
емых импульсов, автоматов управления дальностью, аппа-
ратуры для проверки АУД для первых баллистических ракет
СССР: 8А11, 8Ж38, 8К63, 8К11, 8К51, 8К65.
В 1968 г. приступил к выпуску первой трехосной гиро-
скопической платформы 9Б352 и аппаратуры для ее прове-
рок в машине автономных испытаний для первой баллисти-
ческой ракеты на твердом топливе «Темп-С». Задачи перед
ракетостроителями постоянно усложнялись. Требовалась
большая дальность полета, большая точность попадания
в цель, минимальное время готовности приборов к пуску.
Для этого были нужны более сложные и высокоточные ги-
роскопические приборы.
Современный гироскопический прибор - это сложное
электромеханическое устройство, для создания которого
требовались технологии в области точной механики, элек-
тротехники, электроники и микроэлектроники, технологии
изготовления печатных плат, гальванопокрытий, обработ-
ки специальных материалов, резинотехнических изделии
и керамики, современного метрологического обеспечения.
Все эти технологии успешно внедрялись на заводе.
В 1969 г. на заводе было изготовлено грунтозаборное
устройство для космического аппарата «Луна-16» и впер-
вые в мире лунный грунт был доставлен на землю. Не-
Корпуса АО «Сибирские приборы и системы»
526
Глава 27
сколько ранее, в 1967 г., изготовлен привод системы тер-
морегулирования для автоматической станции «Венера»,
которая впервые достигла поверхности Венеры. Изделия
завода надежно отработали в условиях космического про-
странства. Так началось приобщение предприятия к косми-
ческой тематике.
В 1969-1971 гг. изготавливалась трехосная гироскопи-
ческая платформа (ТГС) КИ 21-15А для ракет 8К64, 8К75;
в 1970-1980 гг. - привод рулевой машинки, привод си-
стемы терморегулирования для PH «Космос ЗМ»; в 1973—
1976 гг. - гиростабилизированная платформа КИ21-24А,
блок усилителей ГСП БУГ-017, гироскопический хранитель
направления КИ14-1А для PH 15А14,15А20,15А30.
В 1973 г. изготовлены системы ориентации и стабили-
зации для космических аппаратов специального назначения
(5А60, ШОП-ВУ), осуществляющих наблюдения за аква-
торией мирового океана и фиксирующих пуски ракет. Эти
системы изготавливались и эксплуатировались до начала
2000-х гг.
В 1973-1984 гг. предприятие выпускало ГСП 4А73
(с астрокоррекцией) для PH 4К75, стоящих на борту под-
водной лодки (Д9, Д9Р). В ГСП поплавковые ЧЭ. В 1977—
1982 гг. завод выпускал ГСП КИ45-2 для одной из первых
крылатых ракет по теме «Метеорит»; в 1977-1987 гг. - элек-
тронные блоки БУСС-180, ЗК-18-2 системы компенсации
динамических ошибок, блоки преобразования информации
БПИ-219 на толстопленочных микросборках, компрессоры
воздушного питания с блоками управления для ГСП изде-
лий ЗМ40, ЗМ65, 3M37, стоящих на подводной лодке (Р29Р,
Р39, Р29РМ). В 1978-1984 гг. - ГСП КИ21-24Б, БУГ-030 для
РН15А18,15А35.
Кроме специальной техники, завод в 1970-1990 гг. вы-
пускал товары народного потребления.
В 1981-2000 гг. шли изготовление и поставка заказчику
СОС для КА системы «Ураган» и ГЛОНАСС; в 1986-1988 гг.
- ГСП КИ21-36, БУГ-033, ГСП 17Л27, блоки акселерометров
17Л28 с блоками электроники для РН11К25 «Энергия» МКС.
При двух пусках PH «Энергия - Буран» на борту каждой ра-
кеты стояли изготовленные на нашем предприятии 16 при-
боров, обеспечивающие необходимой информацией систе-
му управления для стабилизации PH в полете и контроле за
линейной и угловой скоростями изделия. 17Л27 построена
на чувствительных элементах. Динамически настраиваемый
гироскоп ДНГ на маятниковых жидкостных и струнных ак-
селерометрах, по точностным параметрам не имеющих ана-
логов в СССР.
В 1986-1991 гг. изготавливались ГСП ШЮ80-066Б для
крылатых ракет «Оникс», «Форт», «Бастион» на ЧЭ ДНГ,
в 1986-1992 гг. - ГСП КИ86-2, БУГ-049, блок преобразова-
ния информации БПИ-134, блок магнитного центрирования
БМЦ-309 для PH 15А18М, поплавковые 4Э, электроника на
микросборках тонкопленочной технологии, газодинамиче-
ский подвес ротора гироскопа.
В 1986-1993 гг. выпускались ГСП ПА-300, блоки
управления ЦЕ 3200 для системы управления PH «Зенит».
В 1980-е гг. основные технические характеристики выпуска-
емых гироскопических приборов не уступали, а где-то пре-
восходили характеристики зарубежных приборов.
В 1993-1994 гг. выпускались устройства поворота
солнечных батарей и приводов антенн для КА «Экспресс»;
в 1994-1995 гг. - гироскопический интегратор вектора угло-
вой скорости для Международной космической станции и
КА «Ямал». ЧЭ - поплавковые гироблоки.
Начиная с 2003 г. изготавливаются и поставляются
устройства поворота солнечных батарей, устройства пово-
рота антенн с блоками управления, привода жалюзи систе-
мы терморегулирования, бортовые кабели, наземная аппа-
ратура для КА «Глонасс-М», «Глонасс-К», «Экспресс АМ» и
ряда других КА специального назначения. С 2006 г. пред-
приятие производит различные электромеханические при-
воды для КА НПО им. С.А.Лавочкина, в т. ч. привод острона-
правленной антенны.
Уже много лет завод изготавливает и поставляет
электромеханические узлы и детали для систем аварий-
ного спасения экипажа, пульты КП-3,5 для проверки ката-
пультных кресел, жгуты блоков для кислородной системы
КС-129 и детали для системы дозаправки в воздухе (для
НПП «Звезда»).
Завод работал по конструкторской документации из-
вестных в отрасли предприятий-разработчиков и свое-
го КБ, со специалистами которых установлены прочные
деловые связи: НИИ ПМ им. академика В.И.Кузнецова,
НИИ КП, НПЦАП им. академика Н.А.Пилюгина, НПО
«Электромеханика», НПЦ «Полюс», ИСС им. академи-
ка М.Ф.Решетнева, НПО «Импульс», НПП «Звезда» им.
академика Г.И.Северина, НПО им. С.А.Лавочкина. Завод
поставлял изделия на головные предприятия отрасли:
Воткинский машиностроительный завод, Южмаш, завод
им. М.В.Хруничева, Красмаш, ИСС, ЦСКБ «Прогресс», НПО
им. С.А.Лавочкина, НПП «Звезда», НПОА, ПО «Комета»,
ПО «Полет», КБ «Арсенал».
Оглядываясь на путь, пройденный заводом за эти годы,
сотрудники предприятия с гордостью осознают причаст-
ность завода к созданию ракетно-ядерного щита страны и
оценивают свой вклад в достижения в космической области.
За всем этим стояли люди, которые трудились, не считаясь
со временем, порой по несколько суток не уходя с завода.
С момента создания завода им руководили талантливые и
преданные своему делу люди, которые заложили славные
заводские традиции.
Для создания бытовых условий на предприятии было
создано СМУ. Завод строил по 40 тыс. кв. метров ежегод-
но, построил пионерский лагерь, базу отдыха, профилак-
торий, Дворец культуры «Рубин».
Завод всегда был на передовых позициях в отрасли
(6-е ГУ Министерства общего машиностроения) и выпол-
нял все поставленные министерством задачи. Предпри-
ятие награждено орденами Трудового Красного Знамени
и Октябрьской Революции. Сотни работников завода на-
граждены орденами и медалями.
527
ГЛАВА 28
ЕЛ-Ммкрин, А.'К.Фамм'теЕ
История развития и вклад научно-инженерных
школ МВТУ и МГТУ имени Н.Э.Баумана,
связанных с разработкой теории управления,
элементной базы и систем управления для
отечественной ракетно-космической техники
Научно-инженерная школа кафедры
«Системы автоматического управления» (ИУ-1)
После окончания Великой Отечественной войны совет-
ским ответом на превосходство потенциального противника
в воздушной и морской мощи стала комплексная програм-
ма развития отечественного ракетостроения, изложенная
в Постановлении Совета Министров СССР № 1017-419сс
«Вопросы реактивного вооружения», подписанном
И.В.Сталиным 13 мая 1946 г. Принятию этого постановле-
ния предшествовала большая работа специалистов трех
министерств: авиационной промышленности, вооружений,
сельскохозяйственного машиностроения (бывший Нарко-
мат боеприпасов), - а также Госплана СССР. Этот документ
определял практические меры по созданию новой отрасли
оборонной промышленности - отечественного ракетострое-
ния. Развитие реактивной техники объявлялось важнейшей
государственной задачей. Все министерства и организации
были обязаны выполнять задания по реактивной технике
как первоочередные. При Совете Министров СССР был соз-
дан Специальный комитет № 2 по реактивной технике.
Только что закончившаяся война показала всем важность
развития таких средств вооружения, как баллистические
ракеты дальнего действия и зенитные управляемые ракеты.
Из опыта применения немецких баллистических и крылатых
ракет различного назначения хорошо просматривались воз-
можности совершенствования и перспективы их применения
с целью обороны. Во всех странах антигитлеровской коали-
ции перед специалистами были поставлены задачи: для нача-
ла воссоздать немецкие ракеты, а потом разрабатывать свои,
опираясь на полученный опыт.
Вопросы подготовки кадров для новой отрасли, раке-
тостроения, рассматривались на высшем государственном
уровне. Все то же основополагающее постановление от
13 мая 1946 г. содержало пункт 29, который гласил: «Обязать
министра высшего образования т. Кафтанова организовать
в высших учебных заведениях и университетах подготовку
инженеров и научных работников по реактивной технике,
а также переподготовку студентов старших курсов других
специальностей на специальность по реактивному вооруже-
нию, обеспечив первый выпуск специалистов по реактивному
вооружению по высшим техническим учебным заведениям
не менее 200 человек и по университетам не менее 100 чело-
век к концу 1946 г.».
В соответствии с этим решением, распоряжением Совета
Министров СССР № 9100-рс от 14 июля 1947 г. для повы-
шения научной квалификации руководящего инженерного
состава, работающего в области реактивной техники, при
МВТУ имени Н.Э.Баумана были созданы годичные Высшие
инженерные курсы по реактивной технике. Начальником
курсов был утвержден директор МВТУ М.А.Попов, а ведущей
кафедрой назначалась кафедра реактивного вооружения
Училища. На курсах обучались 200 слушателей без отрыва
от производства и служебных заданий. Слушателям, успеш-
но прошедшим курс обучения и сдавшим экзамены по всем
предусмотренным учебным планом дисциплинам, предостав-
лялось право в течение последующих двух лет защищать
диссертацию,на ученую степень кандидата технических наук
без кандидатских экзаменов по специальной дисциплине.
Поэтому не случайно, что 6 декабря 1948 г. в МВТУ имени
Н.Э.Баумана на базе кафедры «Спецэлектротехника» была
образована новая кафедра «24-1» для подготовки инженеров
по специальности «Автоматика и телемеханика», поскольку
к моменту ее создания потребность в подготовке специали-
стов в области систем управления для ракетостроения была
очевидна.
528
Глава 28
МГТУ им. Н.Э.Баумана
В.В.Солодовников.
Д.т.н., профессор.
Заслуженный
деятель науки и техники
РСФСР. Лауреат Государ-
ственной
премии СССР
Первым заведующим кафедрой «Автоматика и телеме-
ханика» был назначен В.В.Солодовников, работы которого
по теории автоматического регулирования были известны
в нашей стране с 1938 г. Владимир Викторович Солодов-
ников руководил кафедрой в течение 37 лет: с 1949 по
1955 г. и с 1958 по 1988 г.
В.В.Солодовников - выдающийся ученый в обла-
сти технической кибернетики и теории автоматического
управления, один из создателей современной теории ав-
томатического управления, талантливый педагог и круп-
ный организатор. Заслуги профессора В.В.Солодовникова
в области подготовки научных кадров и специалистов для
народного хозяйства страны общепризнаны. Им подготов-
лено около 100 канд. наук, впоследствии 17 из них стали
докт. наук, а один - академиком.
В.В.Солодовников вел большую научно-организацион-
ную и общественную работу. Он был организатором пер-
вых в стране конференций по применению вычислитель-
ной техники для автоматизации производства и совещаний
по автоматизации проектирования систем автоматическо-
го и автоматизированного управления. Под его руковод-
ством было проведено более 20 всесоюзных симпозиумов,
конференций по проблемам технической кибернетики и
компьютеризации систем автоматического управления и
автоматизированных систем управления. Он являлся пред-
седателем секции технической кибернетики НТС Минвуза
СССР, председателем секции Научного совета АН СССР по
проблемам управления движением и навигации, председа-
телем секции Центрального правления НТО Приборпром,
председателем специализированного совета по защите
диссертаций. Это далеко не полный список обязанностей
профессора.
За 45 лет своей научной деятельности профессор
В.В.Солодовников выполнил ряд фундаментальных иссле-
дований, способствующих становлению и развитию совре-
менной теории автоматического и автоматизированного
управления. Он автор более 280 научных работ, 20 из ко-
торых переведены и изданы в США, Англии, Японии, Гер-
мании, Франции и других странах. Его оригинальные труды
и полученные им научно-практические результаты послу-
жили основой для развития целых направлений в теории
управления и до сих пор широко применяются в инженер-
ной практике отечественных и зарубежных специалистов.
В конце 1940-х гг. в нашей стране начинается период
бурного развития ракетной, а затем и космической тех-
ники. Принимаются на вооружение зенитно-ракетные и
противотанковые комплексы, авиационно-ракетные ком-
плексы перехвата, корабли и подводные лодки оснаща-
ются противокорабельными ракетами, развертываются
комплексы стратегического назначения наземного и мор-
ского базирования. С запуском первого искусственного
спутника Земли 4 октября 1957 г. начинается освоение
космического пространства, а 12 апреля 1961 г., с полета
Ю.А.Гагарина, открывается эпоха пилотируемой космонав-
тики. Ведется изучение космического пространства, Луны,
Венеры, Марса с помощью автоматических межпланетных
станций.
Преподаватели, научные сотрудники и выпускники ка-
федры принимали активное участие в разработке систем
управления для решения большинства перечисленных за-
дач. На эти годы приходится период наиболее активной
деятельности кафедры.
В 1955 г. на кафедре началась подготовка инженеров
по специальности «Системы управления летательными
аппаратами» по специализации «Системы автоматическо-
го управления атмосферными ЛА». В середине 1960-х гг.
в рамках данной специальности добавилась специализа-
ция «Системы автоматического управления космическими
ЛА», а с 1975 г. - «Управление комплексами ЛА».
С 1955 по 1958 г. обязанности заведующего кафедрой
исполнял ее выпускник, д.т.н., профессор Виктор Кон-
стантинович Титов - известный ученый в области автома-
тики и процессов управления. В.К.Титов - ученик одного
из корифеев отечественной науки и образования - про-
529
МГТУ им. Н.Э.Баумана
КА.Пупков
фессора С.О.Доброгурского.
В МВТУ им. Н.Э.Баумана он
работал вместе с выдающи-
мися учеными - профессо-
рами В.В.Солодовниковым,
Л.Н.Преснухиным,
А.А.Вороновым.	Впослед-
ствии В.К.Титов занимал
должность декана ведущего
факультета Училища - фа-
культета «Приборостроение».
Газета «Бауманец» отмечала
его как лектора высочайшего
уровня, способного донести
до студентов сложнейшие знания на простом и понятном
языке.
В 1961 г. кафедра «Автоматика и телемеханика» была
переименована и получила новое название - «Системы
автоматического управления» (П-1), которое осталось до
настоящего времени.
С 1987 по 2013 г. кафедру ИУ-1 возглавлял заслужен-
ный деятель науки и техники РФ, заслуженный деятель
науки Дагестана, действительный член РАЕН, заведующий
кафедрой «Техническая кибернетика» РУДН, д.т.н., про-
фессор Константин Александрович Пупков - известный
ученый-специалист в области информатики и процессов
управления.
К.А.Пупков после окончания в 1954 г. МВТУ
им. Н.Э.Баумана работал начальником научного отдела
Института теоретической кибернетики МАП СССР (1955—
1967 гг.). Основал и заведовал кафедрой кибернетики в
Московском институте электронного машиностроения
(1967-1983 гг.), а также кафедрой технической киберне-
тики в Российском университете дружбы народов (1997-
2016 гг.). Работал ведущим конструктором, начальником
научно-технического центра системного моделирования,
заместителем генерального директора НПО «Взлет» по на-
учной работе. В должности главного конструктора в Ми-
нистерстве радиопромышленности СССР (1968-1988 гг.)
руководил разработкой и созданием нового поколения
комплексов натурно-математического моделирования
сложных систем (1983-1988 гг.). Возглавлял рабочую
группу стран СЭВ по подготовке кадров по применению
средств вычислительной техники и секцию «Использова-
ние результатов бионики в задачах навигации и управления
движением» Научного Совета по навигации и управлению
движением АН СССР. Долгое время руководил Научно-ме-
тодическим советом по специальности «Системы управле-
ния летательными аппаратами».
К.А.Пупков - один из основоположников отечествен-
ной школы технической кибернетики, основатель научных
школ по статистической динамике нелинейных систем
управления и по интеллектуальным системам. Он разра-
ботал метод статистического анализа нелинейных систем
управления (1958 г.), метод системного анализа сложных
динамических систем (1967 г.), метод описания динамики
человека-оператора с помощью рядов из функционалов
(1968 г.), метод экспериментального исследования неста-
ционарных случайных помех (1966 г.), метод оценки ре-
зультатов испытаний систем, совершенствующихся в про-
цессе их отработки (1967 г.). Подготовил более 100 канд.
и 30 докт. наук. Автор более 70 изобретений и 30 моногра-
фий, учебников и учебных пособий по теории управления
и интеллектуальным системам. Награжден почетной ме-
далью «Автору научного открытия», посвященной лауреат
Нобелевской премии П.Л.Капице.
С 2013 г. кафедру ИУ-1 МГТУ им. Н.Э.Баумана возглав-
ляет российский ученый в области механики и процессов
управления, генеральный конструктор ПАО «РКК «Энер-
гия» им. С.П.Королева», генеральный конструктор пило-
тируемых космических программ РФ Евгений Анатольевич
Микрин.
Е.А.Микрин является крупным специалистом и ученым
в области интегрированных систем управления космиче-
скими аппаратами. В 1979 г. Е.А.Микрин окончил МВТУ
им. Н.Э.Баумана. С 1981 г. работает в ПАО «РКК «Энергия»
им. С.П.Королева», пройдя путь от инженера до генераль-
ного конструктора фирмы.
С 2004 г. Е.А.Микрин - профессор МГТУ
им. Н.Э.Баумана. В 2011 г. Е.А.Микрин был избран действи-
тельным членом РАН; в настоящее время является заме-
стителем академика-секретаря отделения - руководителем
секции «Проблемы машиностроения и процессы управле-
ния» РАН, членом Совета РАН по космосу. Е.А.Микрин -
действительный член Международной академии астронав-
тики. Международной академии навигации и управления
движением, Международной ассоциации IEEE, действи-
тельный член - член президиума Российской академии
космонавтики им. К.Э.Циолковского, член бюро Россий-
ского национального комитета по автоматическому управ-
лению, главный редактор журналов «Космическая техника
и технологии», «Сборка в машиностроении, приборостро-
ении» и «Автоматизация. Современные технологии», член
редколлегий журналов «Известия РАН. Теория и системы
управления», «Проблемы управления», «Вестник компью-
терных и информационных технологий», «Известия вузов.
Приборостроение».
Е.А.Микрин - председа-
тель диссертационного со-
вета ПАО РКК «Энергия»
им. С.П.Королева, член дис-
сертационных советов МГТУ
им. Н.Э.Баумана и МАИ. Яв-
ляется автором более 200 на-
учных работ, включая 7 мо-
нографий. Циклы научных
работ Е.А.Микрина удостое-
ны премий имени академика
Б.Н.Петрова РАН (2007 г.),
имени К.Э.Циолковского РАН
(2014 г.), имени Ф.А.Цандера
РАН (2017 г).
Под руководством
Е.А.Микрина и при его непо-
средственном участии были
созданы программное обе-
Е.А.Ми крин.
Академик РАН. Дважды
лауреат премии
Правительства РФ. Заслу-
женный деятель науки РФ
530
Глава 28
мкс
спечение для управления объединенной двигательной
установкой транспортной системы «Буран»; системы
управления модулей Российского сегмента Международ-
ной космической станции «Заря», «Звезда», «Пирс», «Рас-
свет», «Поиск»; созданы бортовые и наземные комплексы
управления (включая ЦУП) для современных автоматиче-
ских космических аппаратов разного назначения (спут-
ников связи «Ямал-100», «Ямал-200» и дистанционного
зондирования Земли «БелКА», E-star), автоматических КА
в интересах Министерства обороны; осуществлена раз-
работка цифровой системы управления грузовых кора-
блей «Прогресс М-01М» и транспортных кораблей «Союз
ТМА-М»; созданы информационно-управляющие системы
для тренажеров Центров подготовки космонавтов и астро-
навтов в России и за рубежом.
Под руководством Е.А.Микрина ведутся проектирова-
ние и разработка второго этапа строительства российско-
го сегмента МКС (многоцелевого лабораторного модуля,
узлового модуля, научно-энергетического модуля), пер-
спективной транспортной системы с новым многоразовым
пилотируемым кораблем «Федерация», в т. ч. для обе-
спечения межпланетных полетов; автоматических косми-
ческих аппаратов в интересах Министерства обороны РФ,
спутника связи для Республики Ангола, спутника дистан-
ционного зондирования Земли для Арабской Республики
Египет, комплекса PH среднего класса «Союз-5». Одновре-
менно продолжается поэтапная модернизация грузовых
кораблей «Прогресс МС» и транспортных пилотируемых
кораблей «Союз МС». Кроме того, ведутся работы по пер-
спективным проектам: Российской орбитальной станции,
Лунной орбитальной станции, ракетно-космическим ком-
плексам сверхтяжелого класса, разгонным блокам и ме-
жорбитальным буксирам, элементам инфраструктуры лун-
ной программы.
Становление и развитие теории управления
и научной школы управления в МГТУ
имени Н.Э.Баумана как основы
для создания систем управления
летательными аппаратами
Безусловно, становление и развитие теории управления
главным образом было связано с требованиями разработки
систем управления для объектов оборонной тематики, в т. ч.
ракетной техники. Параллельно велись работы по созданию
систем управления в сфере производства. Поэтому со дня
основания кафедры на ней было организовано два базовых
направления подготовки специалистов: управление лета-
тельными аппаратами и промышленная автоматика. Следу-
ет отметить, что эти два направления остаются приоритет-
ными для кафедры и в настоящее время.
Кафедру «Системы автоматического управления» всег-
да отличала тесная взаимосвязь процессов развития тео-
рии управления с решением сложных прикладных задач по
созданию систем управления различными динамически-
ми объектами и процессами: летательными аппаратами,
подвижными объектами, производственными процесса-
ми и т. п.
531
МГТУ им. Н.Э.Баумана
Начало теоретическим исследованиям в Советском
Союзе, связанным с частотными представлениями, было
положено в 1938 г. во Всероссийском электротехниче-
ском институте работами А.В.Михайлова, посвященными
частотному методу анализа устойчивости систем автома-
тического регулирования.
В 1939-1941 гг. в ВЭИ В.В.Солодовниковым впервые
сформулировано понятие и поставлена проблема качества
САР при детерминированных воздействиях, даны исход-
ные положения оригинального частотного метода решения
этой проблемы. С середины 1940-х гг. частотный метод
анализа качества в его работах получает дальнейшее раз-
витие: дается математическое обоснование метода, уста-
навливается взаимосвязь частотного метода анализа ка-
чества с частотным методом анализа устойчивости, метод
распространяется на широкий класс типовых воздействий
и ненулевые начальные условия, системы с распределен-
ными и переменными параметрами. Эти работы послужили
началом формирования нового раздела теории автомати-
ческого регулирования - анализ переходных процессов,
вызываемых детерминированными воздействиями.
Наиболее полное развитие и завершение частот-
ный метод получил уже в рамках научной школы МВТУ
в 1948-1952 гг. В этот период были установлены свойства
и критерии, предложены теоремы, позволяющие судить
о качестве и характере переходного процесса непосред-
ственно по частотным характеристикам, разработан метод
трапецеидальных частотных характеристик для анализа и
построения переходных процессов, разработаны и состав-
лены таблицы h-функций; разработан метод синтеза САР и
их корректирующих устройств по заданным требованиям
к запасу устойчивости и качеству регулирования. Методы
синтеза основывались на специфической особенности
САР, заключающейся в наличии неизменяющейся части
объекта регулирования. В итоге разработан общий частот-
ный метод анализа и синтеза линейных САР, дающий еди-
ную методику решения всех типовых задач ТАР.
За разработку частотного метода анализа динамики
САР В.В.Солодовников был отмечен премией Президиума
АН СССР. Итоги его работы в этом направлении изложены
в монографии «Основы автоматического регулирования»,
издание которой сыграло большую роль в формировании
и дальнейшем развитии теории и практики автоматическо-
го регулирования и управления. В 1950-1960 гг. частотный
метод был обобщен для дискретных систем управления.
Все эти исследования оказали значительное влияние на
формирование частотного подхода к анализу и синтезу
ДСУ в классе дискретно-непрерывных моделей.
Большое значение для формирования теории дис-
кретных систем управления имела монография д.т.н., про-
фессора Л.Т.Кузина «Расчет и проектирование дискретных
систем управления», работавшего в то время на кафедре
САУ. В этой книге на основе ТАР непрерывных систем дано
систематическое изложение методов расчета и проектиро-
вания дискретных систем с использованием математиче-
ского аппарата Z-преобразования.
В работах доцента В.А.Карабанова показано, что зна-
ние параметрической передаточной функции позволяет
использовать при исследовании процессов в нестационар-
ных линейных системах весь набор приемов, разработан-
ных в рамках частотного метода. Однако задача опреде-
ления параметрической передаточной функции оказалась
весьма сложной. Применение теоремы о свертке в ком-
плексной области позволило упростить ее решение. Было
доказано, что применение метода свертки во многих прак-
тически важных случаях (в частности, для СУ конечным
состоянием, включая и системы наведения летательных
аппаратов) позволяет, благодаря переходу в комплексную
область, облегчить определение и, в некоторых случаях,
получить в замкнутой форме параметрическую передаточ-
ную функцию исследуемой системы (1967-1972 гг.). На
основании этого была разработана методика исследова-
ния, расчета и проектирования нестационарных систем од-
ного класса с широким применением приемов частотного
метода.
Основная проблема ТАР - синтез алгоритма управле-
ния, обеспечивающий экстремум некоторого функцио-
нала при наличии ограничений - стала разрабатываться
с 1959 г. Показано, что САУ можно рассматривать как
двухуровневые иерархические автоматические системы,
верхним уровнем которых является уровень оптимизации,
вырабатывающий управляющие воздействия, а нижним -
уровень САР, отрабатывающий эти воздействия.
Обычно считают, что интегральные уравнения стали
использоваться в связи с задачами оптимизации. Но еще
в 1939 г. получено интегральное уравнение для линейных
САР, сформулирована задача синтеза регулятора как за-
дача решения интегрального уравнения во временной об-
ласти. Однако ввиду сложности математического аппарата
интегральных уравнений этот подход в ТАР не получал
развития в течение долгого времени - вплоть до разви-
тия основ статистической динамики САУ на базе работ
А.Н.Колмогорова и Н.Винера. Формирование и развитие
основ статистической динамики САР и САУ как раздела ТАУ
велось в этом направлении.
Монография В.В.Солодовникова «Статистическая ди-
намика линейных систем автоматического управления»
(1960 г.), переведенная в США и Франции, стала в научно-
технической литературе первой книгой, специально посвя-
щенной анализу, оптимизации и синтезу САУ при наличии
помех. Она сыграла большую роль в становлении теории
стохастического управления, в практическом применении
этой теории для разработки высококачественных следя-
щих систем и САУ, при подготовке специалистов по авто-
матическому управлению и формировании соответствую-
щих разделов курсов по ТАУ.
Частотный метод синтеза был распространен на си-
стемы, работающие в условиях случайных воздействий и
помех. Основная задача этого этапа развития ТАУ заключа-
лась в разработке динамической и статистической точно-
сти при случайных воздействиях. В МВТУ был разработан
общий метод решения задач оптимального управления при
детерминированных и случайных воздействиях в классе
систем с постоянными и переменными параметрами, при-
менимый для решения ряда задач стохастической оптими-
зации.
532
Глава 28
Были развиты методы анализа и синтеза систем со
случайным коэффициентом усиления, учитывающие до-
пуски на параметры системы.
В 1968 г. вышла книга Н.Т.Кузовкова «Динамика си-
стем автоматического управления», в которой излагались
и развивались методы ТАР, получившие к этому времени
широкое применение.
В конце 1950-х гг. разрабатывается проблема иссле-
дования нелинейных динамических систем при случайных
воздействиях. В этот период К.А.Пупковым создается но-
вый метод статистического анализа нелинейных систем,
основанный на аппроксимации нелинейных функций стати-
стически эквивалентными им передаточными функциями.
Этот метод, изложенный в монографии «Статистический
расчет нелинейных систем автоматического управления»
(1965 г.), позволил обобщить существовавшие ранее под-
ходы к такому анализу, распространить на нелинейные
системы частотные методы, широко применяемые для
проектирования линейных систем, и увеличить точность
статистического анализа. Метод вошел в иностранную ли-
тературу как квазилинейный метод Пупкова.
Дальнейшее развитие теория нелинейных систем
получила в монографии К.А.Пупкова, В.И.Капалина и
А.С.Ющенко «Функциональные ряды в теории нелинейных
систем» (1976 г.), в которой описаны новые направления
исследований нелинейных систем управления на основе
широкого применения средств вычислительной техники.
Методы идентификации, т. е. методы определения
оператора (математического описания) объекта или си-
стемы по экспериментальным данным, получили в МВТУ
существенное развитие. Первой книгой, в которой специ-
ально рассматривается эта проблема, стала монография
В.В.Солодовникова и А.С.Ускова «Статистический анализ
объектов регулирования. Статистические методы опреде-
ления динамических характеристик объектов автоматиче-
ского регулирования в процессе их нормальной эксплуа-
тации» (1960 г.).
В результате использования той же математической
базы, что и для спектрального метода моментов, раз-
витого применительно к задачам анализа профессором
А.Н.Дмитриевым, разработан единый подход к идентифи-
кации стационарных и нестационарных систем с сосредо-
точенными и распределенными параметрами при детерми-
нированных и случайных воздействиях.
Определение и принцип действия самонастраивающих-
ся систем описаны впервые на сессии АН СССР по научным
проблемам автоматизации производства в октябре 1956 г.
Это была первая отечественная работа по аналитическим
или, как их часто называют, беспоисковым СНС. Предло-
женная схема послужила началом для развития класса САУ
с оптимальной настраиваемой математической моделью.
В начале 1960-х гг. на кафедре развернулись исследо-
вания, связанные с разработкой аналитических градиент-
ных самонастраивающихся СУ с эталонными моделями;
были разработаны инженерные методы расчета и проекти-
рования этого класса систем и исследованы возможности
их применения для объектов различных классов с учетом
нелинейности и нестационарности. Эти исследования при-
вели к разработке т. н. метода эквивалентов, сущность
которого состоит в том, что вблизи точки экстремума
контур СНС любого параметра можно представить в виде
эквивалентной замкнутой системы с астатизмом первого
порядка. Для анализа такого контура можно использовать
обычные частотные методы анализа и синтеза САР.
Естественным обобщением понятия частотного спек-
тра сигнала и частотной характеристики систем является
соответственно понятие ортогонального спектра сигнала и
ортогональной спектральной характеристики как совокуп-
ности коэффициентов разложения сигнала по выбранной
системе ортогональных функций.
Спектральный подход начал развиваться с возникно-
вением теории автоматического регулирования. Аппарат
спектрального метода представляет собой новую форму
математического описания САУ, основанную на дальней-
шем развитии и обобщении частотной формы описания.
Разработка основ спектрально-операторного метода
связана с созданием принципов построения аналитиче-
ских самонастраивающихся систем как СУ с переменными
параметрами на конечных в общем случае переменных ин-
тервалах времени. Спектрально-операторная теория раз-
вивалась вначале как теория линейных нестационарных
непрерывных одномерных систем с детерминированными
параметрами, находящимися под воздействием детерми-
нированных и случайных функций времени. Параллельно
шло обобщение спектрального метода, формировались
принципы построения его математического обеспечения.
Разработка основ спектрального метода была в основном
завершена В.В.Солодовниковым и В.В.Семеновым в моно-
графии «Спектральная теория нестационарных систем
управления» (1974 г.).
Сложность при синтезе и проектировании САР учиты-
валась уже при разработке частотного метода синтеза кор-
ректирующих устройств. Первая попытка математически
сформулировать принцип сложности была предпринята
В.В.Солодовниковым и В.Л.Ленским в 1965 г. Предложен-
ный ими подход основан на введенном понятии сложности
как широты класса или множества, в котором ищут реше-
ние задачи.
Профессором В.Ф.Бирюковым проведен анализ
свойств операторов, порождаемых скалярными и вектор-
ными интегральными уравнениями первого рода (напри-
мер, типа уравнения Винера-Хопфа), а также корректности
задач их решения в естественных с практической точки
зрения функциональных пространствах; проанализиро-
ваны методы решения некорректно поставленных задач
и показано, что их возможности ограничены. На основе
принципа минимальной сложности даны корректные ал-
горитмы для вычисления скалярных и матричных ИПФ
соответственно для одномерных и многомерных САУ, ре-
ализуемые на ЭВМ. Показано, что использование ПМС це-
лесообразно и для решения задач оптимального детерми-
нированного управления в связи с применением принципа
максимума и рассмотрением условий реализуемости оп-
тимальных управлений (В.В.Солодовников, В.И.Тумаркин.
«Теория сложности и проектирование систем управления»,
1990 г.).
533
МГТУ им. Н.Э.Баумана
Задача построения оптимального управления для не-
линейных систем методом замещения решена в доктор-
ской диссертации В.П.Колесника.
Итоги научных исследований не только школы МВТУ,
но и всей советской школы в области ТАР были подведены
в монографии «Техническая кибернетика. Теория автома-
тического регулирования». Коллектив авторов монографии
в 1972 г. удостоен Государственной премии СССР. В создании
этих трудов, получивших широкое признание, ведущую роль
сыграли ученые МВТУ, в их числе В.В.Солодовников (руково-
дитель работ), Е.П.Попов, К.А.Пупков, В.В.Семенов и др.
С конца 1980-х гг. на кафедре развивается научное на-
правление, связанное с созданием теории и техники интел-
лектуальных систем. Основы этого направления заложены
в упомянутой монографии В.В.Солодовникова, В.И.Тумаркина,
монографии В.Н.Плотникова, ВАСуханова, Ю.Н.Жигулевцева
«Речевой диалог в системах управления» (1980 г.), моногра-
фии В.Н.Плотникова и В.Ю.Зверева «Оптимизация оператив-
но-организационного управления» (1980 г.).
Создание микропроцессоров высокой производитель-
ности с большим объемом памяти при малых габаритах и
энергоемкости привело к возможности реализации новых
информационных технологий в управлении.
Интеллектуальная система определяется как объединен-
ная информационным процессом совокупность технических
средств и программного обеспечения, работающая автоном-
но или во взаимодействии с человеком (коллективом людей),
способная на основе сведений и знаний при наличии мотива-
ции синтезировать цель, выработать решение о действии и
найти рациональные способы достижения цели.
Под руководством заведующего кафедрой К.А.Пупкова
разрабатывалась научная программа «Интеллектуальные
системы»: доцентом В.Г.Коньковым - теория робастных
систем управления, профессором И.А.Мочаловым и до-
центом Н.П.Деменковым - теория нечеткого управления;
эти теории позволяют синтезировать алгоритмы управле-
ния при неопределенности сведений об окружающей среде
и собственном состоянии системы.
Основы теории и техники интеллектуальных систем изло-
жены, в частности, в монографиях К.А.Пупкова и А.П.Карпенко
«Моделирование динамических систем на транспьютерных
сетях» (1995 г.), К.А.Пупкова и К.А.Неусыпина «Вопросы тео-
рии и реализации систем управления и навигации» (1997 г.).
Философским проблемам теории интеллектуальных систем
посвящена монография К.А.Пупкова и В.Г.Конькова «Миро-
воззрение управленца» (1997 г.), а в 2003 г. вышла в свет
монография этих авторов «Интеллектуальные системы».
Внедрение информационных технологий, включающих па-
раллельные алгоритмы и формирование базы знаний при их
реализации на вычислительных сетях в практику управления,
открывает перспективу применения всех полученных ранее
фундаментальных результатов в области теории управления.
Управление летательными аппаратами
Фундаментальные научные исследования в области
ТАУ с развитием прикладных научных исследований при-
обретают широкий размах с начала 1960-х гг. Первые ис-
следования в области управления беспилотными ЛА свя-
заны с внедрением в практику расчета и проектирования
систем стабилизации ЛА частотных методов. Одной из
первых работ, в которой развит частотный метод синтеза
корректирующих устройств автомата стабилизации, стала
работа В.А.Карабанова. Им же был выполнен качествен-
ный анализ особенностей динамики систем стабилизации
и наведения, основанный на аналитическом исследова-
нии упрощенных математических моделей этих систем.
Результаты этих исследований вошли в учебное пособие
В.А.Карабанова и А.А.Лебедева «Динамика систем управ-
ления беспилотными ЛА» (1965 г.).
Учебное пособие Н.Т.Кузовкова «Системы стабилиза-
ции ЛА» (1976 г.) содержит ряд оригинальных способов
анализа и синтеза систем стабилизации, основанных на
применении частотных методов.
В работах, выполненных на кафедре Е.М.Вороновым,
развита теория дифференциальных игр, получены при-
кладные результаты оценки предельной эффективности
конкретных САУ ЛА и предложены методы оптимального
формирования систем наведения беспилотных ЛА.
В 1977 г. группе молодых специалистов кафедры
(И.Г.Грибкову, Н.П.Деменкову, В.Е.Зотову и А.В.Крутову)
присуждена премия Ленинского комсомола за цикл работ
в области теории управления космическими летательными
аппаратами.
На основе информационных технологий, использую-
щих распараллеливание алгоритмов обработки информа-
ции и управления, разработано программное обеспечение,
реализованное на мультитранспьютерной сети, позволив-
шее провести моделирование процесса сборки косми-
ческих кораблей «Мир» и «Шаттл» в реальном времени.
Эти результаты опубликованы в монографии К.А.Пупкова
и А.П.Карпенко. Мультитранспьютерная сеть нашла свое
применение и в системах обработки большого объема по-
токовой информации о событиях на поверхности Земли
в рамках совместной НИР с Всесоюзным институтом опти-
ко-физических исследований.
В начале 1990-х гг. научные сотрудники кафе-
дры А.М.Курашин, А.В.Пролетарский, А.В.Фомичев,
С.Н.Кабанов участвовали в подготовке технического зада-
ния на фантастический на то время проект - полет косми-
ческого аппарата в корону Солнца, проводили исследова-
тельские работы по созданию космического аппарата для
изучения малых небесных тел (работы велись совместно
с НПО им. С.А.Лавочкина).
Много лет на кафедре коллективом преподавателей
и студентов под руководством профессора К.А.Пупкова
ведутся фундаментальные исследования по проблеме
динамического оценивания состояния человека-операто-
ра в системах «человек-машина». Им разработан метод
идентификации динамических характеристик челове-
ка-оператора как нелинейной системы. В основу метода
положено применение для целей идентификации ряда
из ортогональных функционалов Винера - аналога ряда
Вольтерра. Создан макет стенда и соответствующее про-
граммное обеспечение, позволяющее получать желаемые
характеристики по экспериментальным данным. Получен-
ные результаты исследований позволят по-новому, более
534
Глава 28
эффективно оценивать соответствие человека-оператора
решению задач управления и давать объективную оценку
степени его обучаемости.
На кафедре получены результаты, связанные с ком-
плексированием робастных, нейро-нечетких и адаптивных
методов при решении задач управления сложными объек-
тами. Эти результаты опубликованы в книге К.А.Пупкова,
И.А.Мочалова и др. «Методы робастного, нейро-нечеткого
и адаптивного управления» (2001 г.).
При создании современных систем управления прихо-
дится учитывать много критериев, характеризующих эф-
фективность их работы. При этом в системе может быть
много объектов управления. Оптимизация управления
в таких системах представляет сложную проблему. Про-
фессор Е.М.Воронов совместно с аспирантами и студен-
тами разрабатывает методы решения этой проблемы на
основе теории стабильно-эффективных компромиссов.
Результаты этих исследований имеют огромное значение
для решения прикладных задач.
В течение 10 лет на кафедре под руководством про-
фессора А.В.Пролетарского и доцента А.В.Фомичева ве-
лись научно-исследовательские работы, выполняемые по
заказу Министерства обороны по разработке структуры,
программно-алгоритмического обеспечения систем управ-
ления перспективных летательных аппаратов.
Кафедра постоянно взаимодействует с научно-иссле-
довательскими и опытно-конструкторскими организация-
ми: ПАО «РКК «Энергия» им. С.П.Королева» и ЦУП, ЦЭНКИ,
ФГУП «ГосНИИАС», АО «Корпорация «Тактическое ракет-
ное вооружение», «Альтаир», Концерн «Алмаз-Антей»,
ОКБ «Сухой», ОКБ «Микоян», научно-исследовательскими
институтами Министерства обороны РФ и т. д. Имеются
договора о научно-техническом сотрудничестве с Институ-
том проблем управления им. В.А.Трапезникова РАН, ФГУП
«НПО им. С.А.Лавочкина», ФГУП «МОКБ «Марс», ФГУП
«НПЦАП им. академика Н.А.Пилюгина».
Автоматизация управления и информационные технологии
Развитие теории и практики построения АСУ потребо-
вало рассмотрения проблемы «человек-машина». Разра-
ботка этого направления началась в МВТУ еще в 1950-е гг.
Л.Н.Преснухиным, когда оператор в следящих системах ими-
тировался той или иной передаточной функцией. Дальней-
шие исследования потребовали нового подхода, основанного
на динамическом проектировании контуров автоматизиро-
ванного слежения с учетом как чисто динамических свойств
оператора, так и информационного содержания сигналов,
циркулирующих в контуре системы. Такой информационно-
динамический подход позволил объяснить изменчивость
параметров модели оператора в различных режимах работы
и получить решение задачи динамического проектирования
автоматизированных больших систем. Описание динамиче-
ских свойств человека-оператора как нелинейной системы
получено К.А.Пупковым (Труды Симпозиума ИФАК-ИФОРС,
Варна, Болгария, 1974 г.).
Новые разработки не могли опираться на старую экспе-
риментальную базу. Накопленный опыт дал возможность
предложить в качестве основного инструмента исследова-
ния тренажерные комплексы, работа над которыми нача-
лась в 1970-е гг.
В связи с переоснащением центра подготовки космо-
навтов имени Ю.А.Гагарина на кафедре было разработано
и внедрено алгоритмическое и программное обеспечение
для цифровых тренажерных комплексов нового поколения
(работа отмечена первой премией Минвуза СССР); много-
степенные имитаторы внешней космической обстановки,
предназначенные для навигационной подготовки космо-
навтов (доцент А.В.Яковлев). Имитатор с четырехосным
подвесом и управлением от центральной ЭВМ позволил
воспроизводить любой вектор угловой скорости космиче-
ского летательного аппарата.
Значительную работу по созданию алгоритмического
и программного обеспечения шестистепенного электроги-
дравлического стенда для обучения пилотажного экипажа
«Буран» в НПО «Молния» выполнил доцент Е.С.Лобусов.
В 1980-е гг. для предприятий Министерства авиаци-
онной промышленности под руководством А.В.Яковлева
был разработан и внедрен ряд уникальных цифровых
электро-оптико-механических имитаторов для стендов по-
лунатурного моделирования, на которых отрабатывались
бортовые САУ высокоманевренных ЛА. К этому направ-
лению примыкают исследования, ведущиеся по пробле-
ме распознавания образов и использованию результа-
тов для целей управления (В.Н.Плотников, В.А.Суханов,
Ю.Н.Жигулевцев). Получены теоретические результаты и
проведены экспериментальные исследования при реше-
нии задач формирования пространства информационных
признаков распознавания и разработки решающих правил
в многоуровневых системах распознавания.
В прикладном плане основным стало направление,
связанное с разработкой систем речевого диалогового
управления, где комплексно использовались результаты,
полученные при исследовании задач анализа и синтеза ре-
чевых образов, построения моделей предметной области
и сценариев организации речевого диалога в целом. Ре-
зультаты работы отражены в монографии В.Н.Плотникова.
В.А.Суханова, Ю.Н.Жигулевцева «Речевой диалог в систе-
мах управления» (1988 г.).
В начале 1990-х гг. создается моделирующий комплекс
с использованием в качестве имитатора пространственно-
го движения робота типа РМ-01. При помощи этого ком-
плекса проведено натурное математическое моделирова-
ние процесса сближения и сборки космических кораблей
«Мир» и «Шаттл». Дальнейшее использование моделиру-
ющего комплекса позволило исследовать процессы рас-
познавания видимых изображений и процессы наведения
по такому изображению. Оцифрованное изображение
в реальном времени обрабатывается вычислительной се-
тью, состоящей из сигнальных процессоров и транспью-
теров.
Технические средства автоматики
Проектирование СУ ЛА различных классов невозмож-
но без отработки алгоритмов управления ЛА на различных
стендах для полунатурного моделирования ЛА и их испы-
таний.
535
МГТУ им. Н.Э.Баумана
При управлении угловым движением различных КЛА
находят широкое применение маховичные системы. Новые
принципы разработки маховичных систем связаны с заменой
двух- и трехстепенного карданова подвеса на магнитные или
упруго-вязкие подвесы с большими рабочими углами.
На кафедре под руководством профессора
А.Н.Дмитриева по заказам НПО им. С.А.Лавочкина и
ИПМ РАН в начале 1990-х гг. велись НИР и ОКР по раз-
работке маховичной системы с магнитным подвесом с на-
клоняющимся вектором кинетического момента в преде-
лах ±20 °.
Трудность создания таких систем связана со сложно-
стью разработки активных систем управления магнитными
шарнирами из-за неустойчивости объекта управления, на-
личия существенных нелинейностей и большой жесткости,
когда постоянные времени механической и электромагнит-
ной систем различаются на 2-3 порядка. Для обеспечения
устойчивости системы приходится искать нестандартные
решения, включая использование положительных обрат-
ных связей во внутренних контурах, позволяющих полу-
чить переходные процессы с перерегулированием, не пре-
вышающим 1,5-2,5 мкм.
Маховичная система с МП разрабатывалась для КЛА,
предназначенного для полета к Солнцу с гравитацион-
ным маневром около Юпитера (проект «Циолковский»).
На базе такой системы был создан прецизионный прибор
для исследования реологических свойств полимеров. Из-
мерительной части прибора обеспечивается шесть степе-
ней свободы без механического контакта с окружающими
деталями, что позволяет с высокой точностью измерять
вектор состояния сенсора.
Современные достижения кафедры
Кафедра «Системы автоматического управления» (ИУ-1)
прочно занимает одно из лидирующих мест в развитии тео-
рии и методов управления. Коллектив преподавателей кафе-
дры традиционно имеет высокую квалификацию и включает
более 90 штатных сотрудников и совместителей. На кафедре
и ее филиалах читают лекции и ведут практические занятия
14 профессоров, имеющих степень доктора технических
наук, и 46 доцентов, из них 32 имеют степень кандидата тех-
нических наук.
Кафедра готовит инженеров по специальности 24.05.06
«Системы управления летательными аппаратами» на пяти
факультетах МГТУ им. Н.Э.Баумана:
-	Информатики и систем управления;
-	Аэрокосмическом;
-	Приборостроительном;
-	Ракетно-космической техники;
-	Радиотехническом.
Специализации:
-	24.05.06_01 «Системы управления ракет-носителей и
космических аппаратов»;
-	24.05.06_02 «Системы управления ракет»;
-	24.05.06.03 «Математическое и программное обеспе-
чение систем управления».
Подготовка бакалавровосуществляется по специаль-
ности 27.03.04 «Управление в технических системах» (про-
филь подготовки - 27.03.04_01 «Управление и информа-
тика в технических системах»).
Подготовка магистров осуществляется по специально-
сти 27.04.04 «Управление в технических системах» (про-
филь подготовки - 27.04.04-05 «Интеллектуальные систе-
мы управления»).
Аспирантура_кафедры готовит специалистов по на-
правлениям:
-	09.06.01 «Информатика и вычислительная техника»;
-	27.06.01 «Управление в технических системах».
Шифр специальности 05.13.01 «Системный анализ,
управление и обработка информации (по отраслям)».
Выпускники, прошедшие подготовку на кафедре и ее фи-
лиалах, способны, широко применяя компьютерную технику,
создавать интегрированные, адаптивные самонастраиваю-
щиеся системы управления, обладающие высокой точностью
и надежностью, разрабатывать и реализовывать оперативные
планы управления полетом существующих и перспективных
аэрокосмических летательных аппаратов и их комплексов.
Научные исследования на кафедре ведутся по следую-
щим направлениям:
-	разработка систем управления перспективных аэро-
космических летательных аппаратов (ракет, ракет-носи-
телей, космических аппаратов, беспилотных летательных
аппаратов);
-	исследование и создание интеллектуальных систем
управления в различных сферах промышленной и соци-
альной деятельности;
-	моделирование интеллектуальных систем;
-	разработка систем автоматизированного управления
производственными процессами;
-	разработка и исследование систем управления адап-
тивных мехатронных систем;
-	разработка и исследование параллельных алгорит-
мов управления, их реализация с помощью сетевых вы-
числительных структур (мультипроцессорные системы,
нейрокомпьютеры, сигнальные процессоры);
-	обработка текстовой и звуковой информации, рече-
вое управление;
-	разработка и исследование динамических экспертных
систем;
-	нечеткое и нейрокомпьютерное управление;
-	комплексирование робастных, нейронечетких и адап-
тивных алгоритмов в интеллектуальных системах.
Научно-учебные лаборатории кафедры оснащены со-
временным оборудованием. К наиболее важным резуль-
татам научной деятельности кафедры, полученным за по-
следнее время в результате проведения НИОКР, можно
отнести следующие.
Под руководством академика РАН Е.А.Микрина были
разработаны основанные на новых принципах высокоэф-
фективные методы и алгоритмы управления транспортны-
ми системами авиационного и космического назначения
как сложными многосвязными динамическими объектами.
Основной результат: разработка методов интеллектно-
го управления транспортных систем авиационного и кос-
мического назначения на основе прогнозирующих самоор-
ганизующихся и многоагентных алгоритмов.
536
Глава 28
Получение новых научных результатов, имеющих
важное значение для теории управления динамическими
системами и практики создания бортовых алгоритмов
управления транспортными системами авиационного и
космического назначения, обеспечивающих их высокую
эффективность, надежность и безотказность функцио-
нирования. Разработанные методы интеллектного управ-
ления транспортных систем авиационного и космического
назначения на основе прогнозирующих самоорганизую-
щихся и многоагентных алгоритмов позволяют синтезиро-
вать в т. ч.:
-	адаптивные интеллектуальные MIMO-системы управ-
ления, включая стандартные и дескрипторные формы
представления М1М0-систем;
-	полиномиальные наблюдатели состояния М1М0-
систем с использованием различных типов полиномиаль-
ных разложений;
-	системы идентификации моделей транспортных си-
стем авиационного и космического назначения в режиме
он-лайн с использованием подпространств Крылова и ма-
тричных делителей нуля;
-	рекуррентные наблюдатели производных с эффек-
тивным сглаживанием случайных помех.
Под руководством профессора Е.М.Воронова был раз-
работан аппаратно-программный комплекс имитационного
моделирования функционирования малогабаритных авиа-
ционных средств поражения и проведен анализ эффектив-
ности стабилизации, управления и группового применения
МАСП методами имитационного моделирования.
Основной результат: разработка программно-алгорит-
мического обеспечения и эксплуатационной документации
для экспериментального исследования и многофакторно-
го анализа эффективности: трехканальной системы стаби-
лизации МАСП с синтезом законов траекторной адаптации
варьируемых параметров нелинейной ССт; импульсной
коррекции трехканальной нелинейной ССт МАСП; много-
критериально-оптимального метода пространственного
(двухканального) траекторного управления (наведения)
МАСП с учетом этапов инерциальной навигации и актив-
ного самонаведения; многокритериально-оптимальной си-
стемы наведения - стабилизации МАСП с координирован-
ной траекторной адаптацией ССт; группового применения
МАСП при конфликтно-оптимальном взаимодействии для
различных сценариев СПВО; процесса оптимизационно-
имитационного моделирования группового применения
МАСП с набором сценариев СПВО, динамики полета МАСП
с ССт и других вариантов моделирования.
Под руководством доцента А.В.Фомичева создан ком-
плекс аппаратно-программных средств для разработки,
отладки и сопровождения программного обеспечения бор-
тового комплекса управления космического аппарата «Ан-
госат» на наземном комплексе отладки. Результат получен
при выполнении научных исследований и разработок по
тематике «Транспортные и космические системы», соот-
ветствующей Приоритетным направлениям развития нау-
ки, технологий и техники в Российской Федерации.
Созданный комплекс аппаратно-программных средств
предназначен для решения следующих задач:
-	обеспечение компиляции, компоновки, загрузки и от-
ладки ПО ЦВМ40, ПО СС БВС;
-	создание и отработка ПО БКУ для КА «Ангосат»;
-	ведение конфигурационного контроля версий ПО;
-	интеграция и верификация программных компонент;
-	проведение автономной и комплексной отладки ПО
ЦВМ40 с моделями бортовых систем, ПО системы связи
бортовой вычислительной системы;
-	проведение стыковочных испытаний с бортовыми
приборами;
-	проведение комплексных испытаний ПО БКУ.
Преподаватели кафедры являются авторами или соав-
торами монографий и учебных пособий. От простых си-
стем управления одиночными объектами до сложнейших
космических и производственных комплексов - таков диа-
пазон исследований наших выпускников, среди которых
- академики, доктора наук, главные и генеральные кон-
структоры, видные государственные деятели, заведующие
родственными кафедрами ведущих вузов страны. Кафедра
имеет обширные научно-технические связи с промышлен-
ными предприятиями, университетами и институтами РАН.
Студенты проходят непрерывную научно-производ-
ственную практику и защищают квалификационные рабо-
ты в отделах и лабораториях базовых предприятий: ПАО
«РКК «Энергия» им. С.П.Королева» и ЦУП, ФГУП «НПО
им. С.А.Лавочкина», ФГУП «МОКБ «Марс», ЦЭНКИ, ФГУП
«НПЦ АП им. академика Н.А.Пилюгина», ФГУП «ГосНИИАС»,
АО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение»,
«Альтаир», Концерн «Алмаз-Антей», ОКБ «Сухой», ОКБ
«Микоян» и др.
Кафедра активно участвует в различных программах
по обмену студентами и аспирантами с ведущими универ-
ситетами Европы, Северной Америки, Китая, Вьетнама,
Мьянмы, Сирии и др.
Творческий потенциал кафедры огромен и неисчерпа-
ем, как неисчерпаема проблема эффективного управления
во всех сферах человеческой деятельности. Он постоянно
нарастает благодаря опыту и новым знаниям выпускников,
работающих в НИИ, КБ и на промышленных предприятиях,
а также неуемной энергии ее преподавателей, аспирантов
и студентов.
Научно-инженерная школа кафедры
«Приборы и системы ориентации,
стабилизации и навигации» (ИУ-2)
Достижения в области отечественной авиации, ракет-
но-космической техники, морского флота, наземной тех-
ники в значительной степени определяются применением
автономных систем управления, основой которых являют-
ся гироскопические системы. Становление научной школы
«Гироскопические системы» в МГТУ относится к началу
1930-х гг., когда конструкции отечественных самолетов
стали настолько совершенными, что стали возможны по-
леты на дальние расстояния, на больших высотах, в обла-
ках и тумане. Для таких полетов нужны приборы автоном-
ной ориентации и автоматические системы управления,
что, в свою очередь, привело к необходимости подготов-
537
МГТУ им. Н.Э.Баумана
ки специалистов по авиационным приборам и системам.
Такая подготовка поручена МГТУ им. Н.Э.Баумана, где
в 1933 г. было начато обучение по специальности «Авиаци-
онные приборы», а несколько позже, в 1938 г., организо-
вана одноименная кафедра. В связи с постоянно изменяю-
щимся содержанием подготовки специалистов несколько
раз менялось и название кафедры. В настоящее время она
называется «Приборы и системы ориентации, стабилиза-
ции и навигации».
Для ведения учебного процесса по авиационным при-
борам и системам были приглашены опытные специ-
алисты из промышленности Г.В.Щипанов, Я.И.Соловьев,
Е.Б.Левенталь и научные работники С.С.Тихменев,
Г.О.Фридлендер, Н.Н.Чернов.
С первых же лет существования специальности сло-
жился высококвалифицированный коллектив преподава-
телей, владеющих знаниями современной техники и ме-
тодиками научной и педагогической работы. На кафедре
были разработаны и начали читаться лекции по новым в те
годы курсам «Авиационные приборы», «Прикладная тео-
рия гироскопов», «Автопилоты». Высокая квалификация
преподавателей и фундаментально поставленная подго-
товка специалистов по авиационным приборам и систе-
мам позволили заложить основы научной школы, которую
в дальнейшем успешно развивали первые выпускники
кафедры, в числе которых были будущие видные ученые
и руководители научно-производственных коллективов:
Н.А.Пилюгин, Е.Ф.Антипов, Е.В.Ольман, И.А.Михалев,
Д.С.Пельпор, Н.П.Никитин и др.
Большая заслуга в становлении научной школы при-
надлежит первому заведующему кафедрой «Авиационные
приборы» профессору Георгию Владимировичу Щипанову.
Выпускник Ленинградского политехнического института.
ГИРОСКОПИЧЕСК1 IE 1IPHfSOPbl
СЛЕПОГО ПОПЕТА
ЮР>!< Р4 Р V/ V//6
КО^С aiHiH
он многие годы работал в промышленности и пришел на
кафедру с должности технического директора одного из
заводов авиационного приборостроения. Понимая необхо-
димость развития научных исследований в области авиа-
ционных приборов и систем, Г.В.Щипанов много внимания
уделял проведению на кафедре научных исследований. Его
первыми аспирантами были Е.Ф.Антипов, Н.А.Пилюгин,
А.С.Майоров, В.П.Чумаков.
В 1939 г. кафедру возглавил один из крупных ученых-
механиков, профессор МГУ, член-корреспондент АН СССР
Борис Владимирович Булгаков. По его инициативе, вы-
званной расширяющимся применением гироскопической
техники в авиации и морском флоте, усиливается механи-
ко-математическая подготовка выпускников и аспирантов
кафедры. Монография Б.В.Булгакова «Прикладная теория
гироскопов» (1939 г.) явилась основополагающим трудом,
на многие годы вперед определившим преподавание основ
теории и развитие научных исследований в области гиро-
скопической техники.
В 1948 г. заведующим кафедрой «Авиационные
приборы» становится заслуженный деятель науки и
техники РСФСР, д.т.н., профессор Сергей Сергеевич
Тихменев (1886-1964 гг.). Окончив с отличием механи-
ко-математический факультет МГУ, С.С.Тихменев затем
увлекся авиацией, стал одним из первых российских лет-
чиков. Заинтересовавшись устройством и эксплуатацией
существовавших тогда авиационных приборов - магнит-
ных компасов, тахометров, термометров, указателей ско-
рости и др., - он начинает работать над совершенство-
ванием этих приборов, являясь научным консультантом
ряда предприятий авиационной промышленности. Свой
богатый опыт С.С.Тихменев обобщил в монографиях «Тео-
рия авиационных приборов» (1940 г.) и «Элементы точных
приборов» (1956 г.). С.С.Тихменев много внимания уделял
сохранению высокого научно-педагогического потенциала
кафедры как основы развития ее научной школы. В связи
с этим в конце 1940-х - начале 1950-х гг. им были при-
глашены на кафедру ее выпускники, руководители прибо-
ростроительных предприятий И.А.Михалев и Д.С.Пельпор,
а также аспиранты кафедры Е.А.Никитин и В.А.Бауман.
Развитие ракетно-космической техники выдвинуло новые
специфические задачи ориентации, управления и навигации,
что потребовало не только выпуска специалистов более
широкого профиля, но и разработки новых научных и мето-
дических основ их подготовки. С 1962 г. эту работу возгла-
вил заведующий кафедрой д.т.н., профессор Д.С.Пельпор,
а с 1986 г. - его преемник д.т.н., профессор С.Ф.Коновалов.
За это время на кафедре были разработаны новые фунда-
ментальные курсы «Теория гироскопов и гиростабилиза-
торов», «Элементы гироскопических устройств», «Инерци-
альные системы навигации», «Автоматическое управление
летательными аппаратами», «Электронные устройства гиро-
приборов», «Вычислительная техника в гироскопических си-
стемах», а также ряд курсов по проектированию и испытанию
гироскопических приборов и систем.
Опыт преподавания и результаты научных исследова-
ний сотрудников кафедры были обобщены в более чем
100 монографиях, учебниках и учебных пособиях, среди
538
Глава 28
которых особое место занимает учебник «Гироскопиче-
ские системы» в трех томах, выпущенный под редакцией
Д.С.Пельпора двумя изданиями (1972 и 1988 гг.).
Научная школа «Гироскопические системы» разви-
валась и крепла трудами ее последователей, многие из
которых, возглавляя творческие коллективы промыш-
ленных предприятий, научных и учебных заведений,
способствовали развитию отечественной космонавтики,
авиации, ракетной и наземной техники. За достигнутые
успехи выпускники кафедры Н.А.Пилюгин, Е.Ф.Антипов,
Е.В.Ольман, В.А.Рудницкий, Н.П.Никитин, Н.В.Маркичев,
В.И.Феодосьев, П.М.Кириллов, В.С.Митяев, Ю.М.Сазыкин
были удостоены Ленинской премии. Высшие научные
звания присвоены академику АН СССР Н.А.Пилюгину, чл.-
корреспонденту АН СССР В.И.Феодосьеву, академику РАН
В.Ф.Журавлеву. За период существования научной школы
кафедрой подготовлено 22 докт. и более 300 канд. наук.
В развитии научной школы «Гироскопические систе-
мы» можно выделить четыре основных направления:
-	системы инерциальной навигации;
-	системы автоматического управления летательными
аппаратами;
-	приборы ориентации и гиростабилизаторы;
-	элементы гироскопических приборов.
Инерциальные системы навигации, в отличие от ра-
диотехнических и астрономических, разработка которых
вылилась в самостоятельное направление, автономны,
что определяет их перспективность. Возникновение это-
го научного направления связано с заявкой на авторское
свидетельство под названием «Навигационный прибор
для регистрации пройденного пути и скорости», подан-
ной Л.М.Кофманом и сотрудником МВТУ Е.Б.Левенталем
в 1932 г. Суть изобретения состояла в обеспечении с вы-
сокой точностью горизонтальности осей чувствительности
акселерометров, установленных на платформе гироверти-
кали с интегральной коррекцией. Эта схема дала начало
т. н. кардановым инерциальным системам. Аналогичное
изобретение в Германии сделано годом позже, а в США
инерциальная навигация начала развиваться лишь в конце
1940-х гг.
Начало разработки другого класса инерциальных си-
стем - бескарданных - связано с именем выдающегося
выпускника кафедры Николая Алексеевича Пилюгина, под
руководством которого в середине 1930-х гг. были раз-
работаны и испытаны чувствительные элементы этих си-
стем - самописец угловых скоростей (жирограф) (его ди-
пломная работа), а также самописец линейных ускорений
(акселерограф). С помощью этих приборов исследовалась
серьезнейшая проблема авиации того времени - штопор
самолетов.
Жирограф и акселерограф устанавливали непосред-
ственно на борту самолета и в условиях штопора измеря-
ли и записывали значения угловых скоростей и линейных
ускорений по трем ортогональным осям, потом на земле
проводили расшифровку записей и определяли по соот-
ветствующим алгоритмам параметры движения самолета.
С созданием малогабаритных и быстродействующих вы-
числительных машин сложные вычислительные операции
стали проводить в реальном масштабе времени непосред-
ственно на борту движущегося объекта.
С развитием в конце 1940-х гг. отечественной ракет-
но-космической техники Н.А.Пилюгин, по настоятельному
предложению С.П.Королева, становится Главным кон-
структором систем автономного (инерциального) управ-
ления ракетами-носителями. Коллектив ученых под его
руководством добивается достижений самого высокого
уровня. Большой вклад в разработку и создание инерци-
альных систем управления ракетно-космическими ком-
плексами внесли также выпускники кафедры, работавшие
под руководством академика В.И.Кузнецова и выпускников
кафедры, директоров НИИ прикладной механики лауреата
Государственной премии к.т.н. А.А.Байкова и заслуженного
деятеля науки РФ, д.т.н., профессора А.П.Мезенцева.
Задачами следующего этапа в развитии инерциальных
систем стали разработка алгоритмов функционирования,
поиск причин и оценка погрешностей определения коорди-
нат и скорости, а также формирование требований к эле-
ментам этих систем.
Первый теоретический анализ схемы Кофмана-Ле-
венталя (без учета вращения Земли) провел в 1937 г.
Б.В.Булгаков. В 1940 г. С.С.Тихменев обратил внимание на
необходимость учета переносных ускорений, вызванных
вращением Земли. В дальнейшем исследованием раз-
личных вопросов, связанных с созданием инерциальных
систем, занимались многие преподаватели, сотрудники
и выпускники кафедры: Г.О.Фридлендер, С.С.Тихменев,
Л.И.Ткачев, П.В.Бромберг, Д.С.Пельпор, Е.А.Никитин,
В.С.Магнусов, А.К.Неусыпин, О.С.Салычев и др. В резуль-
тате были разработаны схемы построения, алгоритмы
функционирования, теория погрешностей, изучены вопро-
сы комплексирования и фильтрации шумов инерциальных
систем. Результаты теоретических исследований обобще-
ны профессором кафедры П.В.Бромбергом в монографии
«Теория инерциальных систем навигации» (1979 г.).
Глубокая теоретическая проработка позволила уже
в середине 1960-х гг. приступить к серийному производ-
ству авиационных инерциальных систем. Сейчас это на-
правление на кафедре развивается под руководством про-
фессора О.С.Салычева.
Второе направление - «Системы автоматического
управления летательными аппаратами» - возникло в свя-
зи с необходимостью автоматической стабилизации углов
курса, крена и тангажа при создании тяжелых самолетов
(ТБ-1, Ми-2, ТБ-7). Преподаватели и аспиранты кафедры
занялись разработкой первых отечественных автопилотов
АВП-2 (1933 г.) и АВП-12 (1938 г.). В 1942 г. под руковод-
ством Е.В.Ольмана была закончена разработка и начался
серийный выпуск пневматических автопилотов АП-42 для
военно-транспортных самолетов Ли-2, Ил-12, Ил-14. Опыт
создания первых отечественных и зарубежных автопило-
тов нашел свое отражение в монографии Е.В.Ольмана,
Я.И.Соловьева, В.П.Токарева «Автопилоты» (1946 г.).
Исследованию системы «самолет - автопилот» как си-
стемы автоматического регулирования посвящена книга
П.В.Бромберга и Д.С.Пельпора «Автоматическое управле-
ние самолетом» (1948 г.).
539
МГТУ им. Н.Э.Баумана
В разработке теории систем автоматического управ-
ления принимал участие д.т.н., профессор П.В.Бромберг,
которым издана монография «Матричные методы в систе-
мах автоматического регулирования» (1954 г.).
Развитие высокоскоростной и маневренной авиации
(Ту-95, Ту-114, Ан-22, Як-28 и др.) потребовало разработки
более совершенных автопилотов и автоматических систем
захода на посадку. В связи с этим на кафедре под руко-
водством заслуженного деятеля науки и техники СССР,
д.т.н., профессора И.А.Михалева и д.т.н., профессора
Б.Н.Окоемова расширяется и углубляется подготовка спе-
циалистов по системам автоматического управления лета-
тельными аппаратами, а в промышленности под руковод-
ством выпускников кафедры И.А.Михалева, Е.Ф.Антипова,
Е.В.Ольмана, Е.А.Никитина, Б.Н.Окоемова, В.А.Баумана
и других создаются автопилоты АП-15, АП-28. АП-28-И,
АП-75, АП-6Е, БСУ-54 и автоматические системы захода
самолета на посадку САУ-1Т, САУ-ЗП.
Научные разработки кафедры в области систем ав-
томатического управления не ограничивались только пи-
лотируемыми летательными аппаратами. Еще в далеком
1933 г. С.С.Тихменев участвовал в разработке одного из
первых отечественных автопилотов АВП-2 для управля-
емого по радио самолета-бомбы на базе самолета ТБ-1.
В 1950-е гг. разработку систем управления для беспилот-
ных летательных аппаратов продолжили и развили вы-
пускники кафедры и ученики С.С.Тихменева - главный
конструктор, Герой Социалистического Труда, лауреат
Ленинской и Государственной премий, кавалер мно-
гих орденов СССР и России П.М.Кириллов (выпускник
МВТУ 1950 г.), разработчик 47 систем управления, при-
нятых к эксплуатации, и главный конструктор, лауреат
Ленинской премии, к.т.н. Н.П.Никитин (выпускник МВТУ
1939 г.), разработчик целого ряда систем управления
для специальных летательных аппаратов класса «воз-
дух - воздух» и «воздух - поверхность». Значительный
вклад в развитие теории систем управления для беспи-
лотных летательных аппаратов внес д.т.н., профессор
Е.Р.Рахтеенко (выпускник МВТУ 1960 г.): под его руко-
водством создан ряд систем управления для беспилот-
ных летательных аппаратов. Специфика автопилотов для
малых беспилотных летательных аппаратов - простота
и дешевизна - требовала разработки соответствующих
теоретических вопросов, в решении которых принимал
участие д.т.н., профессор А.К.Неусыпин. Результаты его
исследований отражены в монографии «Гироскопические
приводы» (1978 г.).
В целях создания современных систем автоматическо-
го управления летательными аппаратами были проведены
исследования в области фундаментальных теоретических
вопросов, связанных с разработкой принципов построения
систем автоматического управления, методов анализа,
методик проектирования и расчета, стендов для матема-
тического и полунатурного моделирования. Итогом полу-
ченных научных результатов стал ряд монографий, сре-
ди которых необходимо отметить работу И.А.Михалева,
Б.Н.Окоемова, М.С.Чикулаева «Системы автоматического
управления самолетом» (1987 г.).
Учеными кафедры впервые научно обоснован комплекс
методов построения директорных и автоматических систем
управления самолетом, обеспечивающих при отказах их
агрегатов безопасность полета самолета с учетом возможно-
стей летчика. Эти методы реализованы в первых отечествен-
ных резервированных системах директорного и автоматиче-
ского управления - системах «Привод», САУ-ЗП, «Полет-1т»
(разработки МНПК «Авионика») - и отражены в моногра-
фиях д.т.н., профессора И.А.Михалева, д.т.н., профессора
Б.Н.Окоемова, к.т.н. Ю.Ф.Киселева и других «Системы авто-
матического и директорного управления» (1974 г.), «Системы
автоматической посадки» (1975 г.). В системе «Привод» кро-
ме резервирования ее агрегатов впервые применен автомати-
ческий тест-контроль вычислительных устройств для оценки
их технического состояния.
В конце 1960-х гг. ученые данного направления д.т.н.,
профессор И.А.Михалев, д.т.н., профессор Б.Н.Окоемов,
к.т.н., доцент В.К.Балтян принимали участие в обоснова-
нии возможности включения в состав аналогового САУ
маневренных самолетов первого цифрового блока управ-
ления высотой полета.
Третьему направлению - «Приборы ориентации и ги-
ростабилизаторы», - связанному с проблемами измере-
ния углов курса, крена и тангажа летательного аппарата,
положила начало работа Б.В.Булгакова и С.С.Тихменева
«Теория авиагоризонта Сперри с маятниковой воздуходув-
ной коррекцией» (1937 г.), которая предлагала методику
исследования инструментальных и методических погреш-
ностей авиагоризонта путем построения траекторий дви-
жения вершины гироскопа на горизонтальной плоскости.
Пневматические гироприборы обладали низкой точностью
и были неудобны в эксплуатации, поэтому началась раз-
работка гироприборов с визуальным съемом показаний
на основе электромеханических элементов (гиромоторов,
жидкостных уровней, коррекционных двигателей). В соз-
дании приборов этого типа - авиагоризонтов (АГК-47,
АГИ-1, АГБ-1) и гирополукомпасов (ГПК-48, ГПК-52) - при-
нимали участие Е.Ф.Антипов, Е.В.Ольман, П.М.Кириллов,
Д.С.Пельпор, Б.И.Волков и др.
Заслуженный деятель науки и техники РСФСР, д.т.н.,
профессор Дмитрий Сергеевич Пельпор являлся не только
крупным теоретиком гироскопических систем, но и раз-
работчиком приборов. Он автор 20 изобретений, а также
автор и соавтор более 80 научно-технических отчетов по
опытно-конструкторским разработкам гироскопических
приборов и систем, выполненных в ведущих НИИ и ОКБ
страны и внедренных в серийное производство.
Развитие систем автоматического управления дало им-
пульс к созданию гироскопических датчиков углов ориен-
тации, что, в свою очередь, потребовало разработки новых
принципов построения гироскопических приборов и их
теории. С конца 1940-х до начала 1960-х гг. разработа-
ны и начали серийно выпускаться курсовертикали АП-15,
КВ-2Н, КВ-ЗН, авиагоризонт АГД для самолетов, выполня-
ющих фигуры высшего пилотажа, различные модифика-
ции центральной гировертикали типа ЦГВ. В создании этих
приборов принимали участие И.А.Михалев, В.А.Бауман.
Основные научные результаты, полученные при разработ-
540
Глава 28
ке приборов ориентации, отражены во втором томе уже
упоминавшегося учебника «Гироскопические системы».
Ряд приборов и систем ориентации и навигации авиаци-
онного назначения при участии сотрудников кафедры раз-
работан и внедрен в серийное производство в Раменском
приборостроительном конструкторском бюро, возглавля-
емом выпускником кафедры, лауреатом Государственной
премии СССР В.С.Магнусовым.
Гиростабилизаторы, защищая стабилизируемые объ-
екты от качки, вращения, наклонов, вибрации основания,
сами подвержены действию этих возмущений. Большой
вклад в развитие теории и создание гиростабилизаторов,
работающих при интенсивных механических воздействиях,
внес Д.С.Пельпор. Результаты его исследований изложены
в ряде монографий и учебных пособий, за которые про-
фессор Д.С.Пельпор в 1976 г. удостоен Государственной
премии СССР.
Приоритет в изобретении поплавкового гироскопа
(1949 г.), на основе которого и в настоящее время строят-
ся прецизионные гироскопические системы, принадлежит
выпускнику кафедры профессору Л.И.Ткачеву.
В конце 1950-х гг., занимаясь исследованием по-
плавковых гироскопов, профессор Е.А.Никитин создает
новое научное направление «Гидродинамика поплавко-
вых гироскопов и акселерометров». Основные результаты
его исследований приводятся в книгах «Проектирование
дифференцирующих и интегрирующих гироскопов и аксе-
лерометров» (1969 г.) и «Прикладная гидродинамика по-
плавковых приборов» (1982 г.). Это научное направление
развивается д.т.н., профессором С.Ф.Коноваловым и к.т.н.
А.А.Труновым.
Работая над актуальными вопросами развития при-
боростроения в содружестве с промышленными предпри-
ятиями, преподаватели и научные сотрудники кафедры
участвовали в создании перспективных образцов гиропри-
боров и гиростабилизаторов, обеспечивая конструкторско-
теоретическую часть разработок: гироблоков с трехколен-
ными шарикоподшипниками (Д.С.Пельпор, В.А.Матвеев),
динамически настраиваемых гироскопов (Д.С.Пельпор,
В.А.Матвеев, В.Д.Арсеньев, В.П.Подчезерцев), гироста-
билизаторов кино-, фото- и телеаппаратуры (В.В.Фатеев,
В.В.Козлов), двухрежимных курсовых приборов для на-
земных самоходных объектов и гирокомпасов для гео-
физических скважин (С.А.Шестов, В.А.Бауман). Основные
результаты этих исследований обобщены в уже упоминав-
шемся учебнике «Гироскопические системы» (т. 2), а также
в монографии Д.С.Пельпора, В.А.Матвеева, В.Д.Арсеньева
«Динамически настраиваемые гироскопы» (1988 г.), моно-
графии В.Б.Бальмонта, В.А.Матвеева «Опоры качения при-
боров» (1984 г.). За участие в разработке и освоении се-
рийного выпуска динамически настраиваемых гироскопов
профессор В.А.Матвеев удостоен Государственной премии
СССР (1986 г.).
Под руководством С.Ф.Коновалова разработан ряд
навигационных акселерометров, а также аппаратура и
методики для их статических и динамических испытаний;
создана теория цифровых акселерометров с широтно-им-
пульсной и релейно-импульсной модуляцией выходно-
го сигнала, теория виброустойчивости акселерометров.
Итогом исследований в этом направлении стала моногра-
фия С.Ф.Коновалова «Теория виброустойчивости акселе-
рометров» (1991 г.) и учебное пособие С.Ф.Коновалова,
Е.А.Никитина и Л.М.Селивановой «Проектирование гиро-
скопических систем» (1980 г.).
Развитие четвертого направления - «Элементы гиро-
скопических приборов» - связано с именем С.С.Тихменева,
точнее, с его монографией «Элементы точных приборов»
(1956 г.), в которой впервые была проанализирована рабо-
та элементов авиационных приборов в условиях вибрации
и изменяющихся температур. Инструментальные погреш-
ности гироприборов в основном объясняются несовер-
шенством конструктивных элементов. В начале 1950-х гг.
в связи с появлением реактивной авиации и ракетно-кос-
мических систем резко возросли требования к точности
гироприборов, что потребовало разработки, исследования
и применения более совершенных их элементов. Сам же
термин «элементы приборов», общепринятый в настоящее
время, введен С.С.Тихменевым.
В связи с требованиями промышленности на кафе-
дре введен вначале небольшой, а затем фундаментальный
курс «Элементы гироскопических приборов», в подготов-
ке которого принимали участие Д.С.Пельпор, Е.А.Никитин,
С.Ф.Коновалов, В.А.Матвеев и С.А.Шестов. Так, профессор
Е.А.Никитин в 1957 г. основал новое научное направление
«Электромагнитный подвес поплавковых приборов». Под его
руководством группой сотрудников кафедры-САШестовым,
Ю. А. Осокиным, А.М.Сорокиным, С.Ф.Коноваловым,
Н.Н.Станкевичем, В.Н.Герди, И.С.Потапцевым, Е.Е.Рожченко-
создана теория, разработаны конструкции и схемы резонанс-
ных и активных магнитных подвесов, методики их настройки,
определены возмущающие моменты, создаваемые подвесом.
По инициативе Н.А.Пилюгина на основе разработок кафедры
и при участии ее сотрудников созданы первые отечествен-
ные прецизионные поплавковые гироскопы и акселерометры
с магнитным подвесом, позволившие решить сложную зада-
чу автономного азимутального ориентирования с мобильно-
го старта. Основные научные результаты, полученные при ис-
следовании магнитных подвесов (1972 г., 1988 г.), приведены
в 3-м томе учебника «Гироскопические системы» и в моно-
графии Ю.А.Осокина, В.Н.Герди, А.М.Сорокина и других «Те-
ория и применение электромагнитных подвесов» (1980 г.).
К началу 1960-х гг. стало ясно, что для создания пре-
цизионных гироприборов необходимо исследовать проис-
ходящие в них тепловые процессы. В числе первых в этом
направлении начали работать профессора Е.А.Никитин и
С.А.Шестов.
Глубокие научные разработки сотрудники кафедры
провели по исследованию гиромоторов, двух- и трехко-
ленных шарикоподшипников, датчиков угла и момента, то-
коподводов, цифровых систем съема информации и т. д.
Подробные сведения об этих элементах приведены в уже
упоминавшемся 3-м томе учебника «Гироскопические си-
стемы» (авторы - Е.А.Никитин, СА.Шестов, В.А.Матвеев).
С середины 1980-х гг. ученые кафедры, руководимой
заслуженным деятелем науки РФ С.Ф.Коноваловым, суще-
ственно расширили тематику научно-технических иссле-
541
МГТУ им. Н.Э.Баумана
дований и прикладных разработок в области гироскопи-
ческой техники, навигационных систем и автоматического
управления подвижными объектами на базе передовых
достижений отечественной науки с привлечением компью-
терных технологий.
Заслуженный деятель науки РФ В.А.Матвеев, развивая
теорию гироскопов, работающих в условиях эксплуатаци-
онных воздействий, внес существенный вклад в развитие
методов проектирования современных гироскопических
приборов и испытательной аппаратуры. За участие в раз-
работке серийных приборов, применяющихся в медицине,
В.А.Матвееву присуждена Государственная премия РФ
(2002 г.).
Развитие первого направления связано с теоретиче-
ским обоснованием и методами проектирования опытных
образцов навигационной техники на базе интеграции ИНС
со спутниковой системой навигации GPS/ГЛОНАСС, что по-
требовало оригинальных методов обработки измеритель-
ной информации и создания программного обеспечения.
Основой данных разработок послужили основополагаю-
щие работы профессора МГТУ и профессора университета
Калгари (Канада) О.С.Салычева и в частности его моногра-
фии «Волновое оценивание погрешностей ИНС» (1992 г.),
«Inertial system in navigation and geophysics» (1995 r.),
«Applied inertial navigation: problems and solutions»
(2004 г.). Это позволило разработать автономную нави-
гационную систему для наземных транспортных средств
(созданы оригинальные процедуры компенсации погреш-
ностей ИНС), оборудование для авиационной гравиметрии,
позволяющее достигать уникальной точности (делает воз-
можным создание детальных гравитационных карт для
разведки полезных ископаемых). Доценты А.В.Быковский
и В.Д.Арсеньев активно проводили работы в области гра-
виметрии.
Второе научное направление продолжало развивать
и теоретически обосновывать принципы оптимального
построения САУ по критерию обеспечения безопасности
полета летательного аппарата в случае отказа агрегатов
САУ. Основной акцент этих работ сделан на минимизацию
резервных элементов в САУ применением встроенного
аппаратнопрограммного контроля технического состоя-
ния САУ; этому посвящены ряд работ д.т.н., профессора
Б.Н.Окоемова, к.т.н., доцента Н.Н.Фащевского и др.
Третье направление под руководством профессоров
С.Ф.Коновалова и В.В.Фатеева, доцента В.П.Подчезерцева
и при участии к.т.н. А.В.Кулешова активно работает над
созданием балочных и микромеханических вибрационных
гироскопов, в т. ч. на базе монокристаллического кремния.
Сотрудниками кафедры профессором С.Ф.Коноваловым, до-
центами А.В.Полынковым, Т.Н.Лаптевой, ведущими научны-
ми сотрудниками А.А.Труновым, И.И.Медведевой и другими
разработан ряд кремниевых акселерометров навигационного
класса, внедренных на ведущих предприятиях России. Ряд
разработок кафедры в области технологии микромеханиче-
ских датчиков защищен патентами. Новым является исполь-
зование навигационных приборов в нетрадиционной области
их применения. С учетом новейших достижений интеллек-
туальной и компьютерной технологии создана мобильная
приборная система диагностики технического состояния
архитектурных и строительных сооружений, позволяющей
на ранней стадии определять отклонения их характеристик
от штатных значений (скорости наклонов высотных зданий,
мостов, телебашен и изменение частот и форм колебаний со-
оружений). Применение данной мобильной приборной систе-
мы ранней диагностики строительных сооружений позволит
существенно уменьшить потери при техногенных авариях,
а при проведении соответствующих мероприятий вообще
предотвратить их.
На кафедре под руководством С.Ф.Коновалова ведутся
работы по созданию приборов и систем для определения
в процессе бурения азимута и зенитного угла наклонных
и горизонтальных газовых и нефтяных скважин. Парт-
нерами кафедры в разработке таких систем являются
«Schlumbergere Со», «SperrySun Со» (обе США), южноко-
рейские фирмы. Ряд разработок кафедры защищен патен-
тами США, Франции и Южной Кореи. Кафедрой выполня-
ются также научные и опытно-конструкторские разработки
для «Thompson Marcony Sonar Со» (Франция), ряда фирм
и университетов Канады, Сирии и Китая.
Тематика важных работ, проводимых учеными кафе-
дры, связана с созданием компьютерных процедур алго-
ритмической компенсации погрешностей гироприборов;
-	испытательного оборудования для контроля точности
работы прецизионных гироприборов и элементов гироси-
стем, изучения стабильности их характеристик;
-	методов аналитического анализа погрешностей со-
временных гироприборов нового поколения (динамически
настраиваемых гироскопов, вибрационных гироскопов,
роторных измерителей угловой скорости и т. п.).
Одной из фундаментальных работ в этом направле-
нии является работа академиков РАН В.Ф.Журавлева,
Д.М.Климова «Волновой твердотельный гироскоп»
(1985 г.), а также работа профессора В.А.Матвеева и дру-
гих «Проектирование волнового твердотельного гироско-
па» (1998 г.).
Одним из приложений разработок кафедры в области ги-
ростабилизаторов явилось создание под руководством про-
фессора В.В.Фатеева и при участии к.т.н. В.В.Козлова, к.т.н.
Л.Н.Евстратова, к.т.н. В.Л.Будкина двух- и трехосных гироста-
билизаторов для проведения кино- и телесъемок с вертоле-
тов, катеров и других подвижных объектов. Фирмой «Кодак»
(США) был снят документальный фильм «Brise», получивший
премию «Оскар» за технические эффекты, достигнутые бла-
годаря использованию этих стабилизаторов.
Большой вклад в решение теоретических вопросов,
связанных с разработкой и анализом нелинейных процес-
сов в гиростабилизаторах, с использованием инерционных
демпферов сделан д.т.н., профессором С.А.Черниковым и
к.т.н., доцентом Е.А.Малышевой. Направление «Калибров-
ка и выставка навигационных приборов и систем» раз-
вивается профессором Ю.(".Егоровым и к.т.н., доцентом
Л.М.Селивановой.
Современные приборы ориентации, стабилизации и на-
вигации неразрывно связаны с разработкой новейших спе-
циализированных электронных устройств (к.т.н., доцент
А.В.Полынков и др.).
542
Глава 28
А.Б.Шаповалов
Системы автоматиче-
ской стабилизации получи-
ли новое развитие при уча-
стии сотрудников кафедры
доцентов А.В.Мищенко и
Н.Н.Фащевского в создании
автопилотов для малоразмер-
ных беспилотных летающих
роботов.
Результаты новейших на-
учных исследований в обла-
сти прикладной гироскопи-
ческой техники, достигнутые
ведущими специалистами
НИИ прикладной механики
им. академика В.Н.Кузнецова под руководством дирек-
тора института профессора А.П.Мезенцева, внедряются
в учебный процесс на Отраслевом приборостроительном
факультете, где кафедра готовит инженеров-гироскопи-
стов; декан факультета, выпускник кафедры к.т.н., доцент
В.Н.Герди, вместе с группой специалистов работает над
созданием гирокомпасов с магнитными подвесами.
Один из основоположников научного становления ка-
федры профессор С.С.Тихменев учил придавать особое
значение не только разработке рациональной конструкции
прибора, что играет доминирующую роль при создании
гироприборов, но и научному обоснованию технологии
реализации конструкций этих приборов в условиях про-
изводства. Именно поэтому на кафедре в последние годы
организована новая специализация - разработка новых
технологий изготовления гироскопических приборов, воз-
главляемая доцентом к.т.н. А.Р.Бахратовым.
С 2016 г. кафедру возглавляет Анатолий Борисович
Шаповалов, д.т.н., генеральный директор и главный кон-
структор АО «Центральный научно-исследовательский
институт автоматики и гидравлики», действительный член
международной Академии навигации и управления движе-
нием, член-корреспондент Российской академии ракетных
и артиллерийских наук.
АО «ЦНИИАГ» входит в состав Государственной кор-
порации «Ростехнологии». Обладая мощным интеллекту-
альным потенциалом в области разработки систем управ-
ления, информационных технологий, точной механики,
оптики, электроники, гидравлики и вычислительной тех-
ники, институт специализируется на разработке и изготов-
лении:
-	инерциальных систем управления и корреляционно-
экстремальных систем наведения летательных аппаратов;
-	электрических и электрогидравлических рулевых и
следящих приводов различной мощности;
-	электромеханической, электронной и гидравлической
аппаратуры САУ;
-	вычислительных систем САУ и их программного обе-
спечения.
Студенты старших курсов МГТУ им. Н.Э.Баумана, об-
учающиеся по специальностям «Системы управления дви-
жением и навигация», «Системы управления летательны-
ми аппаратами», «Управление в технических системах»,
имеют возможность работать в свободное от учебы время
в АО «ЦНИИАГ», которое обеспечивает им прохождение
всех видов практик, в т. ч. преддипломной, а также актив-
но приглашает к себе на работу студентов старших курсов
и молодых специалистов.
Развитие теории и практики современной приборной
технологии немыслимо без подготовки новых научно-ин-
женерных кадров. Поэтому ученые кафедры активно уча-
ствуют не только в методическом обеспечении учебного
процесса в университете, но и в его организации. Тради-
ционная тесная связь ученых кафедры с ведущими пред-
приятиями способствовала созданию на кафедре трех со-
вместных научно-исследовательских лабораторий:
-	инерциальных геодезических систем;
-	летающих роботов;
-	перспективных технологий приборостроения.
Филиалы кафедры организованы на пяти ведущих пред-
приятиях отрасли: во ФГУП «Центр эксплуатации объектов на-
земной космической инфраструктуры» (заведующий филиа-
лом кафедры - лауреат Ленинской премии, д.т.н., профессор
И.Н.Сапожников), ОАО «Раменское приборостроительное
конструкторское бюро» (заведующий филиалом кафедры
- лауреат Государственных премий СССР и РФ, заслужен-
ный деятель науки РФ, д.т.н., профессор Г.И.Джанджгава),
в ГУП «Научно-производственный центр автоматики и при-
боростроения имени академика Н.А.Пилюгина» (заведующий
филиалом кафедры - лауреат Государственной премии РФ,
д.т.н. Е.Л.Межирицкий), ОАО «Московский научно-произ-
водственный комплекс «Авионика» (заведующий филиалом
кафедры - д.т.н. А.В.Воробьев) и в ГУП «Центральный на-
учно-исследовательский институт «Дельфин» (заведующий
филиалом кафедры - к.т.н. Г.В.Попов). Эти филиалы яв-
ляются базой как для учебной, так и научной деятельности
кафедры, особенно при выполнении опытно-конструктор-
ских работ. Базовые предприятия предоставляют кафедре
возможность пользоваться производственной базой пред-
приятий, привлекать к ее работам конструкторов и иссле-
дователей, пользоваться уникальными исследовательскими
установками и стендами. На этих же предприятиях в первую
очередь воплощаются в жизнь научные идеи и разработки,
выполняемые кафедрой.
Кафедра активно взаимодействует с Академией нави-
гации и управления движением, руководимой академиком
РАН В.Г.Пешехоновым, особенно в области международ-
ной деятельности. 20 выпускников и сотрудников кафедры
являются ее действительными членами.
Научно-инженерная школа кафедры
«Динамика и управление полетом ракет
и космических аппаратов» (СМ-3)
Кафедра СМ-3 организована в 1941 г. под названием
«Баллистика» для обеспечения подготовки высококвалифи-
цированных специалистов в области баллистического проек-
тирования и эксплуатации артиллерийских систем. В 1963 г.
на базе кафедры «Баллистика» (М3) была образована кафе-
дра «Аэродинамика» (М9). В 1987 г. эти две кафедры были
объединены в кафедру «Баллистика и аэродинамика».
543
МГТУ им. Н.Э.Баумана
С 2007 г. кафедру возглавляет Владимир Алексеевич
Соловьев, член-корреспондент РАН, д.т.н., профессор; ка-
федра стала называться «Динамика и управление полетом
ракет и космических аппаратов». Была введена новая спе-
циализация, посвященная управлению полетами пилоти-
руемых космических аппаратов, что расширило профиль
научной работы, проводимой на кафедре.
В настоящее время кафедра готовит специалистов по
проведению теоретических и расчетно-проектных работ
в востребованных областях проектирования, обеспечения
функционирования, анализа результатов проектирования,
управления космическими аппаратами и комплексами.
На кафедре работают 14 профессоров, докт. наук, сре-
ди них профессор В.Т.Калугин - лауреат премии Прави-
тельства РФ, премии имени профессора Н.Е.Жуковского,
руководитель научно-учебного комплекса «Специальное ма-
шиностроение», декан факультета; профессор Л.Н.Лысенко
-лауреат премии Президента РФ в области образования, ака-
демик РАРАН; профессор В.П.Казаковцев - заслуженный ра-
ботник высшей школы РФ; профессор ЕАЛупян - замести-
тель директора Института космических исследований РАН.
Учебники, написанные ведущими профессорами кафе-
дры, являются настольными книгами для специалистов в об-
ластях баллистики, аэродинамики и управления полетом ра-
кет и космических аппаратов, в частности, учебник «Внешняя
баллистика», написанный под руководством профессоров
А.А.Дмитриевского и Л.Н.Лысенко. Последнее переиздание
этого учебника вышло в свет в 2005 г. В области аэродина-
мики - это учебник «Аэродинамика» Н.Ф.Краснова, который
выдержал три издания и получил государственную пре-
мию. В 2009 г. вышла книга «Управление космическим по-
летами» в двух томах (авторы - В.А.Соловьев, Л.Н.Лысенко,
В.Е.Любинский), которая представляет собой единственное
в своем роде учебное пособие. В 2004 г. вышла в свет книга
профессора В.Т.Калугина «Аэрогазодинамика органов управ-
ления полетом летательных аппаратов», а в 2010 г. - учеб-
ное пособие «Аэродинамика», подготовленное коллективом
преподавателей кафедры, переизданное в качестве учебни-
ка в 2017 г. Также профессорами кафедры В.Т.Калугиным и
Г.Г.Мордвинцевым написана книга «Моделирование процес-
сов обтекания и управления аэродинамическими характери-
стиками летательных аппаратов».
Уровень подготовки выпускников кафедры таков, что
они легко адаптируются к новым условиям и требованиям.
Прекрасное знание компьютерной техники и современных
языков программирования, умение грамотно и быстро
принимать обоснованные решения делают их желанными
соискателями ответственных постов.
Основными видами профессиональной деятельности
выпускников являются высокоинтеллектуальные формы
работы в научно-исследовательских организациях ракет-
но-космической и авиационной отраслей промышленности
и Центрах управления космическими полетами. Накопле-
нию опыта способствует прохождение практик в Центре
управления полетами, Институте космических исследо-
ваний РАН, РКК «Энергия» им. С.П.Королева, ОКБ МЭИ,
ЦНИИмаш, ИПМ им. М.В.Келдыша и других ведущих орга-
низациях космической отрасли.
Научно-инженерная школа кафедры
«Автономные информационные
и управляющие системы» (СМ-5)
В 1938 г. по решению правительства в МВТУ
им. Н.Э.Баумана были созданы два новых факультета обо-
ронного профиля - артиллерийский («Е») и боеприпасов
(«Н»), причем вуз был передан под руководство Наркома-
та вооружения. В октябре 1941 г. коллектив факультетов
был эвакуирован в Ижевск, а в 1944 г., после возвращения
в Москву, состоялся первый выпуск инженеров, подготов-
ленных на факультете «Н». В 1953 г. факультеты «Н» и «Е»
объединяются и образуется новый факультет - № 6, пере-
именованный в 1955 г. в Машиностроительный факультет.
1950-е гг. ознаменовались бурным развитием новой,
ракетной, техники. Потребовались взрыватели нового по-
коления - неконтактные, т. е. изделия, работающие в раз-
личных диапазонах шкалы электромагнитных колебаний
(радио-, оптический, магнитный, тепловой, рентгеновский)
и реагирующие на акустические поля объектов поражения.
Они должны были обладать повышенными показателями
по надежности, эффективности, быстродействию, поме-
хоустойчивости. Чрезвычайно актуальными стали задачи
всемерного изучения факторов, характерных для условий
эксплуатации боеприпасов и их влияния на эффектив-
ность как взрывателя, так и боеприпаса. Решение этой
сложнейшей и комплексной научно-технической пробле-
мы потребовало создания новых научных и методических
основ, которые и послужили основанием для организации
кафедры.
В 1973 г. кафедра приступила к подготовке инженеров
по двум специальностям: «Проектирование и производ-
ство электромеханических взрывателей» и «Проектиро-
вание и производство радиолокационных взрывателей».
В учебные планы был включен ряд новых дисциплин, глав-
ным образом радиотехнического и оптико-электронного
направления.
Появление и развитие высокоточных боеприпасов
привело к усложнению функций взрывателей как систем
управления средствами поражения. Потребовалось суще-
ственно пересмотреть концепцию подготовки инженеров,
и в 1988 г. прежние специальности были преобразованы
в специальность «Радиоэлектронные и электромеханиче-
ские приборные устройства» с тремя специализациями:
-	приемо-передающие модули;
-	устройства обработки сигналов;
-	электромеханические устройства.
В учебном плане появились такие дисциплины, как
«Микроэлектроника», «Радиотехнические цепи и сигна-
лы», «Статистическая радиотехника», «Основы ближней
локации», «Схемотехническое проектирование и синтез
приемо-передающих модулей», «Схемотехническое проек-
тирование и синтез устройств обработки сигналов», «Ме-
тоды моделирования».
С 1988 г. специальность получила сегодняшнее наиме-
нование - «Автономные информационные и управляющие
системы». Сегодня, в рамках научных школ и научных на-
правлений, проводится широкий спектр исследователь-
544
Глава 28
ских, конструкторских и фундаментальных работ, которые
разделены по трем специализациям:
1.	«Автономные локационные и управляющие си-
стемы» - эти системы осуществляют обнаружение, рас-
познавание, фильтрацию, разрешение и измерение па-
раметров локационных сигналов, что позволяет решать
задачи, связанные с измерением (оценкой) параметров
движения объектов, их идентификацией и оптимальным
управлением.
2.	«Обработка сигналов в автономных управляющих
системах» - профессиональная деятельность специалиста
данного профиля связана с трактами обработки сигналов
в АИУС, а также с методическим, алгоритмическим, про-
граммным и аппаратурным обеспечением систем. Фак-
тор априорной неопределенности обусловил применение
адаптивных, робастных и непараметрических методов об-
работки сигналов.
3.	«Микроэлектромеханические устройства АИУС» -
это структурно сложные системы, включающие в себя ми-
кросенсорные устройства, блоки обработки информации
и выдачи управляющего воздействия на исполнительные
элементы. В этих системах, находящихся в экстремаль-
ных условиях эксплуатации, элементы электромеханики и
электроники интегрированы со средствами вычислитель-
ной техники. Исторически это первая научная школа кафе-
дры, созданная д.т.н., профессором Г.С.Батуевым.
Эти направления сохранились и в структуре учебного
процесса на кафедре как при подготовке специалистов,
так и при переходе на двухуровневую систему подготовки
«бакалавр-магистр».
На кафедре созданы учебные лаборатории по основ-
ным направлениям подготовки специалистов. Создан
вычислительный центр, оснащенный современными ПК,
научно-образовательный центр «Радиофизика», центр
коллективного пользования «Информационные техноло-
гии». Также совместно с фирмой «Гамма» (г. Выборг) соз-
дан и оснащен самыми передовыми техническими и мето-
дическими компонентами Центр подготовки специалистов
по микропроцессорным технологиям Altera.
В настоящее время кафедра занимает ведущие пози-
ции среди технических университетов России практически
по всем основным показателям. Все достижения в науч-
ной, образовательной и кадровой политике кафедры име-
ют устойчивую динамику развития.
Научно-инженерная школа кафедры
«Робототехнические системы
и мехатроника» (СМ-7)
Кафедра основана в 1951 г. для подготовки специали-
стов в области силовых синхронно следящих приводов.
Эти приводы широко применяются для управления радио-
локационными станциями, артиллерийскими орудиями,
в танковых стабилизаторах, корабельных установках и т. д.
В состав приводов входят в виде отдельных узлов и агрега-
тов электрические и гидравлические двигатели, механиз-
мы передачи движения, электронные модули, вычисли-
тельные устройства, разнообразные датчики.
С течением времени «приводная» тематика получила
развитие в направлении мехатронных систем и модулей,
представляющих собой объединение вычислительных,
электронных и механических компонентов в одном общем
конструктиве. Развитие мехатроники позволило успешно
решать задачи создания дистанционно управляемых робо-
тотехнических систем специального назначения.
В последнее время к этому добавилось создание робо-
тов, обладающих искусственным интеллектом, способных
работать самостоятельно в неизвестных заранее услови-
ях. Еще одним новым для кафедры направлением стали
многоагентные системы в виде группы роботов, взаимо-
действующих между собой.
Основателями научных школ кафедры являлись выда-
ющиеся ученые, заведовавшие кафедрой в разные годы.
Николай Маркович Якименко - основоположник научной
школы проектирования электрических следящих приводов
и систем автоматического управления комплексами объ-
ектов вооружения и другой специальной техники. Борис
Дмитриевич Садовский - один из основателей научной
школы проектирования электрогидравлических следящих
приводов, главный конструктор систем наведения башен-
ных артиллерийских установок, которыми в первые по-
слевоенные годы оснащались все новые корабли (легкие
крейсера, эсминцы и др.) Военно-морского флота. Борис
Константинович Чемоданов - генеральный конструктор
НПО «Астрофизика», основатель научной школы проекти-
рования автономных астроследящих систем, автор мето-
дов синтеза следящих приводов. Евгений Павлович Попов
- академик, выдающийся ученый и один из основополож-
ников современной теории автоматического управления,
создатель основ прикладной теории и методов расчета
нелинейных автоматических систем, основатель научной
школы робототехники МГТУ им. Н.Э.Баумана. Николай
Андреевич Лакота - основатель научной школы проекти-
рования приводных систем манипуляционных роботов,
работающих в экстремальных средах. Под руководством
профессора Н.А.Лакоты проведены научные и технические
разработки мобильных роботов, которые успешно дей-
ствовали при ликвидации аварии на Чернобыльской АЭС.
По некоторым своим характеристикам они превзошли за-
рубежные аналоги.
Кафедра готовит специалистов в области робототехни-
ческих систем и мехатроники. Такие системы предназна-
чены для облегчения труда человека или его замены при
работе в экстремальных, опасных для здоровья и жизни,
условиях (специальные роботы), на производстве, в быту,
в медицине. Примерами специальных роботов являются
мобильные дистанционно управляемые и автономные ро-
боты-пожарные, роботы-саперы, роботы-санитары, кос-
мические роботы и др. Промышленные роботы применя-
ются в авиа- и автомобилестроении, в легкой и пищевой
промышленности и др. Бытовые (сервисные) роботы вы-
полняют роль помощников при уходе за престарелыми и
больными людьми. Медицинские используются для целей
массажа, в хирургии, при протезировании и т. д.
В ходе обучения студенты приобретают фундаменталь-
ные знания по математике, физике, теории автоматического
545
МГТУ им. Н.Э.Баумана
управления, микропроцессорной технике, электротехнике, по
теории искусственного интеллекта, современному програм-
мированию. Вместе с тем студенты получают и традиционную
для нашего университета прочную общеинженерную подго-
товку, изучая основы конструирования и автоматизированно-
го проектирования машин и приборов, информатику, вопро-
сы технологии промышленного производства.
Студенты кафедры имеют возможность участвовать
в научно-исследовательских и опытно-конструкторских
работах, имеющих целью создание перспективных меха-
тронных и робототехнических систем. Это можно сделать
непосредственно на кафедре СМ-7, в нескольких соответ-
ствующих тематике кафедры отделах НИИ специального
Машиностроения МГТУ им. Н.Э.Баумана, в научных под-
разделениях Научно-учебного центра «Робототехника»,
в Дмитровском филиале университета.
Тематика выполняемых НИР и ОКР охватывает как
специальную, так и промышленную, сервисную и меди-
цинскую робототехнику, включает разработку узлов и
агрегатов роботов, исследование и разработку систем
управления, технического зрения, средств очувствления,
человеко-машинного интерфейса, математическое и полу-
натурное моделирование.
Примерами созданных при участии работников кафе-
дры изделий служат мобильный робот «Виандот», колес-
но-шагающий модуль «Торнадо», роботы серии «Везде-
ход» и др., а также серийно выпускаемый робот «Варан».
На кафедре созданы стенды для отработки операций и
подготовке космонавтов к управлению космическими ма-
нипуляционными роботами, в т. ч. - манипулятором МКС.
В распоряжении студентов - современные научно-
учебные лаборатории по микропроцессорным системам
управления приводами робототехнических систем, по об-
работке визуальной информации, по программированию
и исследованию промышленных и мобильных роботов,
функционально-моделирующие стенды манипуляционных
роботов, комплексная лаборатория робототехники и меха-
троники, отвечающая самым высоким мировым стандар-
там.
Широкий профиль подготовки в сочетании с углублен-
ной общетехнической и специальной подготовкой позво-
ляет выпускникам кафедры работать в ведущих центрах
оборонной и космической техники, на промышленных
предприятиях, внедряющих робототехнику, а также в част-
ных компаниях, решающих задачи автоматизации и робо-
тизации.
546
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
ОБ АВТОРАХ, РЕДАКТОРАХ, СОСТАВИТЕЛЕ
АНАНЬЕВ Олег Васильевич
Нач. отделения КБ
«Салют» АО «ГКНПЦ им.
М.В.Хруничева». Лауреат пре-
мии Правительства РФ. Заслу-
женный конструктор РФ.
АНШАКОВ Геннадий Петро-
вич
Заместитель генерального
конструктора АО «РКЦ «Про-
гресс». Д.т.н., профессор. Чл.-
корр. РАН.
АРТЕМЬЕВ Владимир
Юрьевич
Генеральный директор -
главный конструктор АО «НПО
измерительной техники».
га
АХМЕТОВ Равиль Нурга-
лиевич
Первый зам. ген. дирек-
тора - ген. конструктор - нач.
АО «РКЦ «Прогресс». Д.т.н.
Заслуженный конструктор РФ.
Действ, чл. АТН РФ, РАКЦ,
АНУД.
БАРАНОВ Дмитрий Алек-
сандрович
С 2018 г. - генеральный
директор АО «РКЦ «Про-
гресс». К.т.н. Заслуженный
конструктор РФ.
БАРМИН Игорь Владими-
рович
Член-корреспондент РАН.
Президент РАКЦ. Лауреат Го-
сударственной премии СССР,
премий Правительства РФ.
БОНК Ромуальд Иванович
С 1993 по 2007 г. - за-
меститель директора МОКБ
«Марс» по научной работе,
с 2007 г. - эксперт. К.т.н.
547
Об авторах, редакторах, составителе
ВИДЕЦКИХ Юрий Аркадье-
ВИЧ
С 1979 г. - в НПО «Геофи-
зика»; с 2001 г. - первый заме-
ститель генерального директо-
ра - технический директор АО
«НПП «Геофизика-Космос».
ВИЛКОВ Юрий Вячеславо-
вич
Зам. ген. директора - зам.
ген. конструктора АО «ИСС».
Доцент Лауреат премии Пра-
вительства РФ.
ВИШНЕКОВ Владлен Его-
рович
Зам. руководителя НТЦ
ПАО «РКК «Энергия». Лауреат
премии Правительства РФ.
ВОЛКОВ Валерий Федоро-
вич
Профессор кафедры ВКА
им. А.Ф.Можайского. Д.в.н.
ВЫШИНСКИЙ Андрей Пав-
лович
Командующий 15-й арми-
ей Воздушно-космических сил
особого назначения. Генерал-
майор.
ГОЛОВЁНКИН Евгений Ни-
колаевич
Главный ученый секретарь
НТС АО «ИСС». Д.т.н., про-
фессор. Акад. Российской и
Междунар. инж. академий,
действ, чл. РАКЦ. Лауреат пре-
мии Правительства РФ, пре-
мии им. Ю.А.Гагарина
ГОЛОВКО Александр Ва-
лентинович
Зам. главнокомандующего
ВКС - командующий Косми-
ческими войсками (с 2015 г.).
В 2007-2011 гг. возглавлял
ГИКЦ. В 2012-2015 гг. - ко-
мандующий Войсками ВКО.
Генерал-полковник. К.т.н.
ДЕМЧЕНКО Анатолий Ни-
колаевич
Начальник отдела КБ
«Салют» АО «ГКНПЦ им.
М.В.Хруничева».
ДЕРЮГИН Сергей Федо-
рович
Генеральный конструктор
АО «НПО автоматики». Действ,
чл. РАКЦ, АНУД. Лауреат Госу-
дарственной премии СССР.
ДМИТРИЕВ Александр Пе-
трович
С 1984 г. - в НПО «Гео-
физика», АО «НПП «Геофизи-
ка-Космос»; в 1993-2016 гг.
- заместитель главного кон-
структора предприятия.
548
Приложение 1
ЕГУПОВ Анатолий Никола-
евич
С 1981 г. - в НПО «Геофи-
зика»; с 2000 г. - генеральный
директор АО «НПП «Геофизи-
ка-Космос».
ЕРЕМЕЕВ Геннадий Карпо-
вич
Генеральный директор АО
«Сибирские приборы и систе-
мы». Лауреат премии Прави-
тельства РФ.
ИВАНОВ Владимир Петро-
вич
Заведующий лабора-
торией № 8 ФГБУН «Ин-
ститут проблем управления
им. В.А.Трапезникова» РАН.
Д.т.н.
ИВАНОВСКИЙ Евгений
Александрович
Заместитель генерального
директора ФГУП «НПЦАП им.
академика НАПилюгина».
ИЗЮМОВ Михаил Влади-
мирович
С 2016 г. - технический
руководитель по подготовке
к запуску и запуска PH на кос-
модроме Плесецк. К.т.н.
КАПИТОНОВ Валерий
Алексеевич
Заместитель генерального
конструктора АО «РКЦ «Про-
гресс». Д.т.н. Чл.-корр. РАКЦ,
действ, чл. Академии проблем
качества. Лауреат Государ-
ственной премии РФ.
КИРИЛИН Александр Нико-
лаевич
В 2003-2018 гг. - гене-
ральный директор АО «РКЦ
«Прогресс». Д.т.н., профес-
сор. Действ, чл. РАКЦ, АТН РФ,
АНАВ. Лауреат Государствен-
ной премии РФ, премии Пра-
вительства РФ.
&
КОЗЛОВ Юрий Евгеньевич
С1957 г.-в МОКБ «Марс»:
в 1999-2007 гг. - заместитель
директора, с 2007 г. - эксперт.
КОРОТКОВ Антон Олегович
Инженер АО «Корпорация
«ВНИИЭМ».
КОТОВ Александр Викто-
рович
Заместитель генерально-
го директора - главного кон-
структора по КИС, НКУ и КСС
АО «НИИ ТП».
549
Об авторах, редакторах, составителе
КРИСС Петр Жакович
С 1947 по 1993 г. работал
в ОКБ МЭИ: начальник научно-
исследовательского отдела.
К.т.н. Заслуженный создатель
космической техники. Почет-
ный радист СССР.
КУТОВОЙ Валерий Матве-
евич
Главный специалист тема-
тического подразделения АО
«НПО автоматики». К.т.н.
ЛИТВИНЕНКО Станислав
Петрович
Начальник научно-иссле-
довательского и измеритель-
ного комплекса - зам. глав-
ного конструктора АО «НПО
автоматики». К.т.н.
МАКРИДЕНКО Леонид
Алексеевич
Генеральный директор АО
«Корпорация «ВНИИЭМ».
МАЛЫШКИН Игорь Ана-
тольевич
Начальник испытательного
управления ГИКЦ. Полковник.
Заслуженный испытатель кос-
мической техники РФ.
МАРЧУК Сергей Иванович
Начальник	ГИКЦ
им. Г.С.Титова. Полковник. К.т.н.
МЕЖИРИЦКИЙ Ефим Лео-
нидович
Генеральный директор
ФГУП «НПЦАП им. академика
Н.А.Пилюгина». Д.т.н., доцент.
Герой Труда РФ
МИКРИН Евгений Анато-
льевич
Генеральный конструктор
пилотируемых программ Рос-
сии. Генеральный конструктор
- первый зам. ген. директора
ПАО «РКК «Энергия». Акаде-
мик РАН. Д.т.н., профессор.
Лауреат премий Правитель-
ства РФ.
МИНАКОВ Евгений Петро-
вич
Профессор кафедры ВКА
им. А.Ф.Можайского. Д.т.н.
ОРЛОВСКИЙ Игорь Влади-
мирович
Руководитель НТЦ ПАО
«РКК «Энергия». Лауреат пре-
мии Правительства РФ.
550
Приложение 1
ПЕРВОВ Михаил Андре-
евич
С 2006 г. - генеральный
директор Издательского дома
«Столичная энциклопедия».
Чл.-корр. РАКЦ. Автор 15 книг.
ПЕСТУНОВ Альфред Нико-
лаевич
Начальник НТЦ-2 - заме-
ститель главного конструктора
АО «НПО ИТ». К.т.н. Чл.-корр.
РАКЦ.
ПЕТРУШИН Александр Ва-
сильевич
Главный конструктор кос-
мических систем и комплексов
АО «Корпорация «ВНИИЭМ».
ПИРОГОВ Михаил Георги-
евич
С 1966 г. - в ЦКБ «Гео-
физика», НПО «Геофизика»;
с 2001 г. - главный конструк-
тор АО «НПП «Геофизика-Кос-
мос».
ПЛАСТИНИН Владислав
Федорович
Зам. главного конструкто-
ра PH ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-
Прогресс», технич. рук. по пи-
лотируемым пускам, член Гос.
комиссии по пилотируемым
запускам до 2010 г.
ПУТАН Дмитрий Борисович
Заместитель руководителя
НТЦ ПАО «РКК «Энергия».
РАДЧЕНКО Эдуард Тимо-
феевич
В 1996-2013 гг. - зам.
ген. конструктора КБ «Салют»
ГКНПЦ им. Хруничева. Дважды
лауреат премии Правитель-
ства РФ. Заслуженный кон-
структор РФ.
РАЕВСКИЙ Валентин Ана-
тольевич
Д.Т.Н., профессор. Чл.-
корр. Технологической акаде-
мии России, академик РАКЦ.
Лауреат премий Правитель-
ства РФ.
РОГОЗИН Дмитрий Олего-
вич
Генеральный директор
Государственной корпорации
по космической деятельности
«Роскосмос».
САВЧЕНКО Станислав Ан-
дреевич
Начальник отдела ПАО
«РКК «Энергия».
551
Об авторах, редакторах, составителе
САМИТОВ Рашит Махму-
тович
Первый заместитель ге-
нерального конструктора ПАО
«РКК «Энергия». Лауреат Госу-
дарственной премии РФ. пре-
мии Правительства РФ.
СЕМЯЧКИН Владимир Се-
рафимович
Начальник отдела ПАО РКК
«Энергия». Лауреат Государ-
ственной премии СССР.
СОКОЛОВ Борис Владими-
рович
Руководитель лаборато-
рии - главный научный со-
трудник СПИИРАН. Д.Т.Н.. про-
фессор.
СОРОКИН Анатолий Влади-
мирович
Заместитель директора по
информационным системам
ФГУП «НИИ командных при-
боров». К.ф.-м.н.
СТАРЦЕВ Владимир Кузь-
мич
Директор музея АО «Рос-
сийские космические систе-
мы». К.т.н. Лауреат премии
Правительства РФ.
СТОРОЖ Александр Дми-
триевич
Первый заместитель гене-
рального конструктора - пер-
вый заместитель начальника
ЦСКБ АО «РКЦ «Прогресс».
К.т.н.
ТЕСТОЕДОВ Николай Алек-
сеевич
Ген. директор и ген. кон-
структор АО «ИСС» им. академи-
ка М.Ф.Решетнева». Д.т.н., про-
фессор. Чл.-корр. РАН. Лауреат
Государственной премии РФ,
премий Правительства РФ. За-
служенный деятель науки РФ.
СТОЛЯРЕНКО Павел Вик-
торович
Начальник отдела АО
«Корпорация «ВНИИЭМ».
ТАРАСОВ Игорь Афанась-
евич
Начальник сектора АО
«НПО автоматики». К.т.н.
ТИПУХОВ Владимир Алек-
сандрович
Главный конструктор - на-
чальник отделения систем
управления и управлению по-
летом КА АО «РКЦ «Прогресс».
552
Приложение 1
а
ТИТОВ Геннадий Павлович
Вед. специалист отд. про-
ектирования и испытаний
систем ориентации и стабили-
зации КА АО «ИСС». Лауреат
премии Правительства РФ.
ФОМИЧЕВ Алексей Викто-
рович
Зам. зав. кафедрой «Си-
стемы автоматического управ-
ления» МГТУ им. Н.Э.Баумана.
К.т.н., доцент.
ФАДЕЕВ Александр Серге-
евич
Директор филиала ФГУП
«ЦЭНКИ» - «НИИ ПМ им.
академика В.И.Кузнецова».
Зав. кафедрой «Космические
приборы и системы» МГТУ
им. Н.Э.Баумана.
ХРИСТОФОРЕНКО Валерий
Константинович
Заведующий музеем
ФГУП «НПЦАП им. академика
Н.А.Пилюгина».
ЧЕБОТАРЕВ Александр Се-
менович
С 2005 г. - генеральный
директор АО «ОКБ МЭИ».
Д.т.н., профессор. Лауреат Го-
сударственной премии РФ.
ШАЛИМОВ Леонид Нико-
лаевич
До 2016 г. - ген. директор,
в 2016-2018 гг. - заместитель
ген. директора АО «НПО авто-
матики». К.т.н., к.э.н. Действ,
чл. АНУД. Советник РАРАН.
ЧУРКИН Александр Льво-
вич
Главный конструктор кос-
мических систем и комплексов
АО «Корпорация «ВНИИЭМ».
ШЕПЕЛЕВ Алексей Ивано-
вич
Главный конструктор - на-
чальник отделения АО «РКЦ
«Прогресс». Технич. рук. по
подготовке к запуску и запуска
PH.
ШУМ Михаил Федорович
До 2008 г. - первый
зам. нач. отделения - нач.
комплексного отдела ФГУП
ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
К.т.н. Лауреат Государствен-
ной премии СССР.
ЮСУПОВ Рафаэль Мидха-
тович
Научный руководитель
СПИИРАН. Д.т.н., чл.-корр.
РАН.
553
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
ПРЕДПРИЯТИЯ, ОРГАНИЗАЦИИ, УЧРЕЖДЕНИЯ. ХРОНИКА ОСНОВНЫХ СОБЫТИЙ
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
За годы существования ВНИИЭМ прошел путь от завода-изготовителя до крупной многопрофильной Корпорации,
работающей по полному циклу (исследование, проектирование, изготовление, ввод в эксплуатацию, авторский надзор)
в наиболее востребованных областях науки и техники в интересах Роскосмоса, Росатома, Газпрома, Российской академии
наук, Министерство природных ресурсов, МЧС и других ведомств.
Первый экспериментальный метеорологический спутник «Космос-122» был выведен на орбиту 25 июня 1966 г., а весна
1967 г. была встречена уже запуском сразу двух спутников: «Космос-144» и «Космос-156». Таким образом, была создана
первая оперативная космическая метеорологическая система, которая в дальнейшем восполнялась аналогичными спутниками,
получившими название «Метеор».
Успешная реализация этих космических проектов и определила место ВНИИЭМ в космической отрасли.
В последующий период ВНИИЭМ создает несколько поколений АКА серии «Метеор», «Метеор-Природа», «Ресурс-01»
для нужд гидрометеорологии, исследования природных ресурсов Земли и экологического мониторинга, первый в России
геостационарный гидрометеорологический космический аппарат «Электро».
За последние 10 лет ВНИИЭМ вывел на орбиты 12 космических аппаратов:
-	в 2009 г. был запущен гидрометеорологический спутник «Метеор-М» № 1 (первый КА из состава космического
комплекса «Метеор-ЗМ»), положивший начало воссозданию российской метеорологической орбитальной группировки;
попутно был выведен малый КА «Университетский - Татьяна-2», предназначенный для выполнения международной научно-
образовательной молодежной программы изучения околоземного космического пространства;
-	в 2012 г. запущен и успешно функционирует первый в России высокодетальный малый КА «Канопус-В» № 1,
предназначенный для оперативного мониторинга техногенных и природных чрезвычайных ситуаций; одновременно с КА
«Канопус-В» № 1 был запущен и действует по настоящий день Белорусский космический аппарат дистанционного зондирования
Земли, созданный по заказу Национальной академии наук Республики Беларусь;
-	в 2014 г. успешно запущен и используется по функциональному назначению КА «Метеор-М» № 2;
-	в 2016 г. был обеспечен первый запуск с нового космодрома Восточный и успешно выведен на орбиту КА научного
назначения «Ломоносов», созданный по заказу МГУ им. М.В.Ломоносова;
-	в 2017 г. запущен и функционирует на орбите КА «Канопус-В-ИК», на борту которого установлен уникальный
широкозахватный многоканальный инфракрасный радиометр МСУ-ИК-СРМ, который позволяет обнаруживать малоразмерные
очаги пожара площадью всего 25 кв. м;
-	в 2018 г. попарно запущены четыре космических аппарата «Канопус-В» и завершено создание космической системы из
шести КА.
Всего было запущено более 90 космических аппаратов разработки ВНИИЭМ.
Наряду с решением задачи по освоению космического пространства на предприятии накоплен богатый опыт в
разработке и изготовлении оборудования для атомных электростанций - системы управления и аварийной защиты
для водо-водяных энергетических реакторов и автоматизированные информационные системы «Скала» для реакторов
РБМК. Эти работы определили целое направление деятельности. В настоящее время АО «Корпорация «ВНИИЭМ» является
одним из лидеров в разработке и производстве СУЗ для автоматизированной системы управления технологическим
процессом современных АЭС.
Сегодня АО «Корпорация «ВНИИЭМ» представляет собой сложную интегрированную структуру, в состав которой входят
предприятия (дочерние общества) разработчиков и изготовителей инновационной продукции, обладающие ключевыми
технологиями в области основной деятельности: АО «НИИЭМ», АО «Новатор», АО «НПО «Новатор», АО «МЗЭМА», АО «ПКП
«ИРИС».
Основными направлениями деятельности АО «Корпорация «ВНИИЭМ» являются разработка и изготовление:
-	КА дистанционного зондирования Земли и околоземного пространства, а также для проведения фундаментальных
научных исследований;
-	электрооборудования комплексов контроля, управления и защиты АЭС;
-	специальных электромеханических устройств на электромагнитных подшипниках для газовой и нефтеперерабатывающей
промышленности;
-	электрооборудования в интересах морского флота РФ;
-	электромеханического оборудования, комплексов и систем служебного назначения для КА различного назначения.
1941 г. Приказом Наркомата электропромышленности СССР от 24 сентября был создан завод № 627 для разработки и
быстрейшего выпуска электротехнических средств для обороны столицы. Это был первый в стране завод-институт, в котором
одновременно были развернуты научные, проектно-конструкторские подразделения и производство.
1941-1945 гг. Завод разрабатывал и создавал уникальное электрооборудование различного типа для авиации, радиолокации,
Военно-морского флота, средств связи, разведчиков и партизан, ранее электропромышленностью не выпускавшиеся. Основную
554
Приложение 2
часть продукции завода составляли разработанные его коллективом новые образцы военной электротехники, создававшиеся на
базе новых типов изоляции, лаков, металлокерамики, магнитов, также разработанных на заводе.
1944 г. Завод № 627 преобразован в Научно-исследовательский институт электромеханики (НИИ-627).
1945-1950 гг. Предприятие выполняло крупномасштабные работы в интересах обороны страны - разрабатывало
электротехническое оборудование для стратегического бомбардировщика Ту-4, которое стало основой для развития
отечественной авиационной электромеханики.
1950-1960-е гг. В институте формируются новые научно-технические направления. С первых лет космической эры, когда
страна осуществляла первые шаги в освоении космоса, ВНИИЭМ, как головная организация, активно участвовал в разработке
электротехнического оборудования ракет-носителей, в частности, знаменитой Р-7, с помощью которой был выведен на орбиту
первый искусственный спутник Земли, а затем и первый пилотируемый космический корабль «Восток». В 1961 г. за эти
работы ВНИИЭМ был награжден орденом Трудового Красного Знамени. Благодаря успеху этого проекта на ВНИИЭМ было
возложено создание первых метеорологических спутников.
1959 г. НИИ-627 переименован во Всесоюзный научно-исследовательский институт электромеханики.
1986 г. Предприятие награждено орденом Ленина за создание электрооборудования для подводного флота.
1992 г. ВНИИЭМ преобразован в Научно-производственное предприятие «Всероссийский научно-исследовательский
институт электромеханики с заводом».
1996 г. НПП «ВНИИЭМ» присвоено имя А.Г.Иосифьяна.
1998 г. НПП «ВНИИЭМ» им. А.Г.Иосифьяна переименовано в Федеральное государственное унитарное предприятие
«Научно-производственное предприятие «Всероссийский научно-исследовательский институт электромеханики с заводом
имени А.Г.Иосифьяна».
2002 г. Предприятие присвоено сокращенное наименование ФГУП «НПП ВНИИЭМ».
2011 г. Проведена реорганизация путем преобразования в Открытое акционерное общество «Научно-производственная
корпорация «Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» имени
А.Г.Иосифьяна» (ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ»). Институт награжден Почетной грамотой Правительства РФ за большой вклад
в создание специальной техники и достигнутые трудовые успехи.
2015 г. Наименование изменено на Акционерное общество «Научно-производственная корпорация «Космические системы
мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» имени А.Г.Иосифьяна» (АО «Корпорация
«ВНИИЭМ»).
2016 г. Предприятию вручена Благодарность Президента РФ за большой вклад в развитие ракетно-космической
промышленности укрепление обороноспособности страны.
АО «НПП «Геофизика-Космос»
1837 г. Федором Швабе в Москве основана оптическая мастерская.
1873 г. Фирма «Ф. Швабе» преобразовывается в Торговый дом «Ф.Швабе».
1912 г. Торговый дом «Ф.Швабе» был преобразован в «Акционерное Общество Ф. Швабе в Москве».
1917 г. 31 августа министром торговли и промышленности был утвержден устав Акционерного общества «Геофизика».
1937 г. После большой реконструкции завод «Геофизика» перевели в подчинение Наркомата оборонной промышленности
СССР и переименовали в завод № 217, основной продукцией которого стали авиационные прицелы, от простейших до
синхронных.
1941 г. 9 августа Правительство СССР приняло постановление № 73сс об эвакуации завода № 217 в г. Свердловск
(ныне Екатеринбург). В Свердловск было эвакуировано свыше 10 тыс. человек. На базе эвакуированной из Москвы части
завода № 217 в дальнейшем был создан Уральский оптико-механический завод.
1942 г. В начале года на базе оставшейся в Москве части завода № 217 был организован Государственный союзный
завод № 589. Его основная продукция - прицелы вооружения сухопутных войск (ротные и батальонные минометные прицелы),
прицелы и наблюдательные приборы танков и самоходной артиллерии, авиационные приборы (прицелы для пикирующих
бомбардировщиков, ночные прицелы для самолетов У-2).
1956 г. На предприятии завершилась принципиальная перестройка - переход от серийного производства к выпуску
опытных образцов новой техники для Министерства оборонной промышленности СССР. В это время на предприятии работало
более 6 тыс. человек.
1958 г. Предприятие становится основным поставщиком оптико-электронной аппаратуры для систем управления ракетно-
космической техники.
1966 г. Приказом министра оборонной промышленности СССР № 110 от 6 марта предприятие было переименовано
в Центральное конструкторское бюро «Геофизика».
1980 г. Приказом министра оборонной промышленности СССР № 240 от 8 мая ЦКБ «Геофизика», Государственный
оптический завод, завод «Квант» (г. Ростов-на-Дону), а также заводы, расположенные в г.г. Ахтубинск и Иваново, были
объединены в НПО «Геофизика».
1994 г. На базе направления КБ, в котором занимались разработкой оптико-электронных приборов и систем для ракетно-
космической техники, было организовано СКБ «ГеоКос».
1997 г. На базе СКБ «ГеоКос» и части ГОЗ было образовано дочернее предприятие НПО «Геофизика» - ГУП «НПП
«Геофизика-Космос».
555
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
2002 г. В мае решением Росавиакосмоса и Минимущества РФ ГУП «НПП «Геофизика-Космос» было реорганизовано
в самостоятельное предприятие - ФГУП «НПП «Геофизика-Космос».
2007 г. Во исполнение Указа Президента РФ № 574 от 9 июня 2006 г. «Об открытом акционерном обществе «Информационные
спутниковые системы» предприятие преобразовано в АО «НПП «Геофизика-Космос».
2009 г. Завершилось формирование интегрированной структуры АО «Информационные спутниковые системы» имени
академика М.Ф.Решетнева», в составе которого продолжает свою научно-производственную деятельность АО «НПП
«Геофизика-Космос».
ГИКЦ
Главный испытательный космический центр Министерства обороны Российской Федерации имени Г.С.Титова является
неотъемлемой составной частью космической инфраструктуры страны, история организационного строительства которого
способствовала созданию и становлению Космических войск Воздушно-космических сил Российской Федерации. Главный
испытательный космический центр обеспечивает управление около 80 % отечественной орбитальной группировки. Ежедневно
в состав боевых расчетов заступают и несут дежурство около 1000 специалистов Космических войск, а общая загруженность
наземных средств превысила 545000 сеансов управления в год.
1957 г. 4 октября осуществлен запуск первого в мире искусственного спутника Земли. С тех пор по настоящее время
практически все отечественные КА после выведения их на орбиты поступали на управление Командно-измерительного
комплекса, ныне Главного испытательного космического центра Министерства обороны Российской Федерации имени Германа
Степановича Титова. Создание Командно-измерительного комплекса началось с разработки в Научно-исследовательском
институте Министерства обороны (НИИ-4) проекта комплексной системы измерения параметров траектории ИСЗ. После
детальных согласований и производства в промышленности наземных технических средств 8 мая была издана директива
ГШ ВС о формировании воинских частей первоначального КИК, в состав которого вошли Центр по руководству и координации
работ комплексов измерительных средств, средств связи и службы единого времени, 13 отдельных научно-измерительных
пунктов, научная координационно-вычислительная часть и узел связи. На управление КИК принимались все космические
аппараты, запускаемые в стране: АКА различного назначения, первые обитаемые КК, аппараты лунных и межпланетных
космических программ.
1961 г. Новый импульс развитию КИК и его космических средств придал запуск первого в мире космонавта Ю.А.Гагарина.
С этого года существенно возросла нагрузка в работе наземных космических средств и достигла 25000 сеансов управления по
75 космическим аппаратам в год. Применены новые методы управления КА и телеметрического контроля за его техническим
состоянием: кроме выдачи на борт КА разовых команд, специалисты КИК стали разрабатывать и передавать на космический
аппарат сложные программы управления для служебной и специальной аппаратуры. Совершенствовалась организационная
структура КИК, в его состав поступали новые радиотехнические системы и комплексы управления, телеметрического контроля
и траекторных измерений.
1967-1982 гг. Развитие КИК позволило успешно решать задачи управления полноценной орбитальной группировкой
космических аппаратов.
1977 г. За большие заслуги в деле освоения специальной техники, укрепления обороны страны и высокие показатели
в боевой и политической подготовке Главный центр награжден орденом Трудового Красного Знамени.
1982 г. С этого года КИК организационно стал единым воинским формированием, именуемым Главным научно-
исследовательским центром космических средств Министерства обороны. Его руководящее звено осуществляло руководство
воинскими частями космических средств и управляло назначенной орбитальной группировкой. Общее количество сеансов
управления по сравнению с 1966 г. увеличилось в 7 раз и составило более 181000 сеансов управления. За большие заслуги
в укреплении обороны страны, освоении и эксплуатации новых образцов специальной техники Главный центр награжден
орденом Октябрьской Революции.
1983-1992 гг. КИК достиг высшего в XX в. уровня развития и применения космических аппаратов и наземных средств
управления. КИК располагал 17 наземными измерительными пунктами и 11 морскими. В этот период введена в строй
глобальная космическая командно-ретрансляционная система, глобальная навигационная система, осуществлялось управление
орбитальными станциями «Салют-7» и «Мир», многоразового космического комплекса «Буран», АКА нового поколения. Основным
достоинством работы КИК являлась централизация управления отечественными КА, при этом максимально обеспечивались
оперативность и надежность управления КА военного, двойного, научного и социально-экономического назначения. Число
выполненных за год сеансов управления достигло 324000 по 194 КА, одновременно функционировавших на орбите.
1992-2000 гг. Сложный период в работе КИК, основной задачей которого стало сохранения космического потенциала
страны. Благодаря устойчивой организационно-технологической структуре КИК, ранее обеспеченной наземными комплексами
управления и наличием сплоченного коллектива военных специалистов, удалось сохранить готовность к выполнению задач
по управления ОГ КА.
2001-2019 гг. С изменением политического курса нового руководства страны началась непрерывная модернизация
космических комплексов и систем, в эксплуатацию принимаются современные виды вооружения, которые используют
отечественную элементную базу. Продолжается управлениеМКС «Альфа», разрабатываются новые транспортные пилотируемые
и грузовые корабли, возрождается программа исследований Луны и Марса, совершенствуются автоматизированные КА, их
возможности и спектр решаемых задач. С момента образования специалистами ГИКЦ обеспечены запуски и управление более
чем 2500 космических аппаратов, проведено более 10 млн сеансов управления.
556
Приложение 2
АО «ГКНПЦ им. МКХруничева»
История Центра Хруничева началась 30 апреля 1916 г. со строительства завода в Филях в Москве для серийного производства
первых отечественных легковых автомобилей. Дальнейшая история развития и деятельности Центра включает в себя три периода:
автомобильный (1916-1923 гг.), авиационный (1923-1960 гг.) и ракетно-космический (с 1961 г. по настоящее время).
В 1917 г. строящийся завод получил свое первое название - Второй автомобильный завод Руссо-Балт. В 1921 г. завод
передан в ведение Бронеуправления РККА. При этом на завод, кроме ремонта военной техники, возлагалось производство
новых автомашин. Несмотря на войну, разруху, отсутствие материалов, в 1922 г. завод выпустил пять первых отечественных
автомобилей «Руссо-Балт».
В 1923 г. завод передается в концессию немецкой авиационной фирме «Юнкере» для создания цельнометаллических
самолетов и моторов к ним. Однако по причине невыполнения концессионного договора контракт расторгается. Завод
начинает развиваться самостоятельно, становясь первенцем отечественного металлического самолетостроения в стране.
До начала и в период Великой Отечественной войны заводом было освоено 19 типов и наименований самолетов различного
назначения конструкции А.Н.Туполева, В.М.Петлякова, С.В.Ильюшина и других советских разработчиков - от самолета-
разведчика АНТ-3 и пикирующего бомбардировщика Пе-2 до «летающей крепости» - дальнего бомбардировщика Ту-4.
Осенью 1941 г. завод № 22 им. С.П.Горбунова (так он официально назывался до войны) эвакуировался в г. Казань,
перевезя туда 65 % своего состава и оборудования. На московской производственной площадке формируются мастерские
по ремонту самолетов с фронта, также организуется серийное производство бомбардировщиков различных модификаций.
В конце 1941 г. завод в Филях получил номер 23 и, по сути, возродился заново, оставив в Казани свой номер 22 со всем
оборудованием и трудовым ресурсом.
В 1951 г. при заводе создается ОКБ-23 под руководством В.М.Мясищева с задачей разработки и производства
стратегического бомбардировщика М-4, а затем ЗМ, которые с дозаправкой в воздухе на долгие годы стали основной ударной
группировкой дальней стратегической авиации - одной из составляющих отечественной ядерной триады. Был разработан
стратегический бомбардировщик дальнего действия М-50, однако, несмотря на блестящие характеристики, не был запущен
в серию в связи с переориентацией оборонной стратегии страны на ракетное вооружение.
С начала 1960-х гг. ОКБ-23 вошло в состав ОКБ-52 конструктора В.Н.Челомея, а завод в Филях стал головным предприятием
по изготовлению и постановке на боевое дежурство ракет типа УР-100, разработанных конструкторским коллективом. В1960-
1970-е гг. эти ракеты составили основу надежного ядерного щита СССР.
С1962 г. на предприятии началось создание мощной ракеты-носителя УР-500, получившей на звание «Протон». На долгие
годы ракета-носитель «Протон» стала основой космической транспортной системы России. Разработано, изготовлено и
введено в эксплуатацию несколько модификаций ракеты «Протон», включая модернизированный «Протон-М» с разгонным
блоком «Бриз-М». За время эксплуатации состоялось 418 пусков PH «Протон» (всех модификаций), из которых свыше
100 пусков - с использованием PH «Протон-М».
Начиная с середины 1960-х гг. в цехах предприятия изготовлено около 60 различных модулей (включая опытные
образцы) орбитальных станций, в т. ч. все отечественные орбитальные станции («Алмаз», «Салют», «Мир»), тяжелые
транспортные корабли снабжения, трехместные возвращаемые аппараты. Логическим продолжением работ по
созданию орбитальных станций стало участие Центра Хруничева в строительстве и техническом обслуживании модулей
Международной космической станции. Центр Хруничева разработал, изготовил и вывел на орбиту с помощью PH
«Протон-К» функциональный грузовой блок «Заря» - первый модуль МКС (20 ноября 1998 г.), служебный модуль
«Звезда» (2 июля 2000 г.). В настоящее время компания совместно с РКК «Энергия» создает многоцелевой лабораторный
модуль «Наука» для МКС.
В начале 2000-х гг. в ГКНПЦ на базе МБР РС-18 создана первая российская конверсионная PH «Рокот» с разгонным блоком
«Бриз-КМ», предназначенная для выведения КА массой до 2 т на низкие околоземные орбиты.
В конце 1990-х гг. одним из направлений деятельности предприятия стало создание космических систем на базе малых
космических аппаратов связи и дистанционного зондирования Земли нового поколения. Центр Хруничева разработал и
изготовил первый российский космический аппарат ДЗЗ «Монитор-Э», который был успешно запущен на орбиту с помощью
ракеты «Рокот» в августе 2005 г. В рамках Программы обновления российской орбитальной группировки гражданского
назначения предприятие разработало и изготовило несколько малых КА связи серии «Экспресс-МД».
Центр им. М.В.Хруничева работает на международном космическом рынке с начала 1990-х гг., участвуя в международных,
национальных и коммерческих проектах. В их числе - масштабные международные проекты «МКС» и «Экзомарс», создание
национальной системы телевизионного вещания и фиксированной спутниковой связи на базе КА KazSat для Республики
Казахстан, разработка и производство кислородно-водородного разгонного блока 12КРБ для индийской ракеты GSLV,
создание 1-й ступени для первой южнокорейской PH KSLV-1.
В1995 г. были созданы совместные с ГКНПЦ им М.В.Хруничева и иностранными партнерами предприятия ILS (International
Lunch Services) и Eurockot (Eurockot Launch Services) для продвижения российских средств выведения на международном
рынке космических запусков. С1994 г. с помощью PH «Протон» и «Рокот» было запущено свыше 100 космических аппаратов
в рамках контрактов, заключенных International Lunch Services и Eurockot Launch Services.
Важнейшее достижение ГКНПЦ им. М.В.Хруничева последних лет - создание новейших космических ракетных комплексов
с перспективными PH «Ангара» различной грузоподъемности. Ввод в эксплуатацию КРК «Ангара» на космодроме Плесецк и
КРК «Амур» на космодроме Восточный позволит России запускать космические аппараты всех типов со своей территории и
обеспечит нашей стране независимый гарантированный доступ в космос.
557
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
В 2007-2011 гг. в рамках государственной стратегии развития ракетно-космической промышленности Центр Хруничева
был реорганизован в крупную вертикально интегрированную научно-производственную структуру с производственными
площадками в Москве и в других городах России. В настоящее время в состав Центра Хруничева входят предприятия московской
площадки - Ракетно-космический завод и КБ «Салют», а также филиалы в г.г. Омск (ПО «Полет»), Усть-Катав (Усть-Катавский
вагоностроительный завод им. С.М.Кирова), Воронеж (Воронежский механический завод), Ковров (КБ «Арматура»), Королев
(НИИ КС им. ААМаксимова и КБ «Химмаш»).
АО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг»
Предприятие было основано в 1933 г. как Ижевский мотоциклетный завод, который первым в стране начал серийное
производство отечественных мотоциклов «Иж». С 1933 по 1941 г. было изготовлено более 17 тыс. единиц. С началом войны
Мотозавод приступил к изготовлению пулеметов «Максим», а производство мотоциклов вместе с технической документацией
было передано на Урал, в г. Ирбит.
Выпуск легендарных пулеметов «Максим» был освоен в кратчайшие сроки. Они поступили на вооружение всех родов
войск Красной Армии: ПВО, авиации и флота, пехоты и стрелковых дивизий, кавалерии для оснащения тачанок. Всего за годы
войны на заводе было выпущено 82 тысячи пулеметов. Еще одним производственным направлением, приблизившим великую
победу, стал выпуск деталей реактивных снарядов «Катюши».
После войны на предприятии началось производство охотничьих ружей. В сентябре 1946 г. на заводе была создана первая
в городе школа ружейного мастерства. К 1947 г. выпуск ружей превысил 28,5 тыс. в год. В 1949 г. производство и школа
мастерства были переданы на Ижевский механический завод. В истории же Мотозавода при непосредственном участии
М.Т.Калашникова открылась новая страница - разработка технической документации и выпуск первой опытной партии
автомата АК-47 в количестве 1500 единиц.
Уникальный творческий потенциал предприятия, его способность быстро и качественно решать сложные
производственные задачи были высоко оценены руководством страны. В1949 г. Ижевский мотозавод был перепрофилирован
на приборостроительное производство. Одним из первых изделий нового профиля стал прибор управления артиллерийским
зенитным огнем - ПУАЗО. В 1958 г. на предприятии освоен серийный выпуск электромоделирующей станции «Электрон»,
предназначенной для расчета параметров траектории полета ракет и космических аппаратов. Более 200 комплектов этой
станции были размещены во всех крупнейших научно-конструкторских центрах страны, а также на полигонах и космодромах.
Именно с помощью «Электрона» в 1961 г. был осуществлен расчет траектории первого полета человека в космос. За эту работу
Ижевский мотозавод награжден орденом Ленина, а большая группа работников предприятия - различными государственными
наградами. Одновременно создавались счетно-решающие приборы для самоходных танковых установок «Шилка», «Ваза»,
«Астра».
В истории отечественной космонавтики АО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг» сыграло важную роль. Предприятие
участвовало в реализации таких космических программ страны, как «Луна», «Восток», «Восход», «Венера», «Марс», «Салют»,
«Мир», «Союз», «Прогресс», «Фобос», «Союз-Аполлон», «Буран - Энергия, «МКС» и др.
ИПУ РАН
В 1939 г. Совнарком СССР принимает решение об организации в составе Отделения технических наук АН СССР
Института автоматики и телемеханики (на базе существовавшей с 1934 г. Комиссии по телемеханике и автоматике).
Первым директором института был назначен бывший военный летчик, к тому времени выдающийся ученый в области
авиационной энергетики, академик Виктор Сергеевич Кулебакин. В момент создания института в его составе было
22 сотрудника.
Предвоенные годы жизни института отмечены значительными продвижениями в области описания систем управления
с помощью дифференциальных уравнений и дискуссией по «условиям компенсации» Г.В.Щипанова. Фактически условия
Щипанова были предтечей того, что впоследствии стало теорией инвариантности, развитой В.С.Кулебакиным, Н.Н.Лузиным и
Б.Н.Петровым.
В годы войны институт работает на интересы фронта, армии, а ряд его будущих научных корифеев (М.А.Айзерман,
П.П.Пархоменко, Я.З.Цыпкин и др.) с оружием в руках защищают Родину. В1941-1943 гг. институт эвакуирован в г. Ульяновск.
Среди важнейших результатов исследований ученых-иатовцев, направленных на повышение боеготовности Советской
Армии во время Великой Отечественной войны, нельзя не отметить работ по борьбе с неконтактным минно-торпедным
оружием, проводившихся под руководством будущего чл.-корр. АН СССР Б.С.Сотскова, и работы по автоматизации контроля
качества при производстве патронов, которые велись под руководством будущего чл.-корр. АН СССР М.А.Гаврилова и при
участии будущего академика и директора института В.А.Трапезникова.
После войны институт долгое время располагался в части здания бывшего ресторана «Спорт» на Ленинградском проспекте
и в здании на Каланчевской улице. С1947 по 1951 г. директором института был будущий академик Борис Николаевич Петров.
В институте был создан очень сильный коллектив ученых, работали ведущие ученые А.А.Андронов, Я.З.Цыпкин, В.В.Петров,
М.А.Айзерман, М.В.Мееров, Б.С.Сотсков, А.М.Летов и др.
Фактически институт стал ведущим центром в СССР по созданию новой и актуальной теории автоматического управления,
элементов и систем управления во многих ведущих отраслях промышленности. В 1949 г. в институте была создана первая
в СССР электронная моделирующая установка ЭМУ-1 (В.А.Трапезников, Б.Я.Коган).
558
Приложение 2
С 1951 по 1987 г. директором института был академик Вадим Александрович Трапезников. Этот период был наиболее
плодотворным в истории института, ставшего, наряду с другими научными организациями, стал участником ракетно-
космического проекта СССР, результатом которого стали запуск первого ИСЗ и первый в мире пилотируемый полет
в космос.
В середине 1960-х гг. коллектив института воссоединился в новом, построенном для него, здании на ул. Профсоюзная.
С1969 г. он носит наименование Институт проблем управления. Значительное место в работах института отводилось решению
теоретических и технических проблем автоматизации объектов различной природы, в основном крупных технических
комплексов. Эти работы совпали с периодом «двойного подчинения» (Минприбор и АН СССР). Наибольший вклад был внесен
в автоматизацию ракетно-космической техники, кораблей атомного флота, авиационных и морских транспортных систем,
объектов цементного, нефтехимического и металлургического производства. Институтом были разработаны АСУ «Металл»,
«Морфлот», «Сирена», многопроцессорные вычислительные системы серии ПС (ПС-2000 и ПС-3000).
С 1987 по 2006 г. директором института был Ивери Варламович Прангишвили. В 1988 г. состоялось полное возвращение
института в систему Академии наук. До 1990 г. все прикладные «внедренческие» работы велись институтом или по госзаказу
(в основном «оборонка»), или на общественных началах - на основе т. н. договоров о социалистическом сотрудничестве.
В последнем случае эта деятельность приветствовалась и поощрялась, но в основном морально. Начиная с 1990-х гг., помимо
«чистой науки», институт начинает заниматься и хозрасчетными работами.
С 2006 по 2016 г. директором института стал академик Станислав Николаевич Васильев. В настоящее время директором
института избран чл.-корр. РАН Дмитрий Александрович Новиков.
С учетом современных требований к системам управления в институте развивается сетевое (групповое) и интеллектуальное
управления. Возрастает значение информационно-управляющих систем и, в частности, по проблеме исследований «С3»
(Control + Computing + Communication). Новые перспективы открываются для применения идей управления в биотехнологиях,
биоинформатике, медицине. Традиционная область исследований института - теория управления сложными техническими
системами, робототехника, авиация, навигация, космос, обработка изображений и многие другие.
Ежегодно в институте проводится около десятка международных и всероссийских научных и научно-практических
конференций, семинаров по различным направлениям теории управления. В их работе принимают участие многие сотни
ведущих специалистов российской и мировой науки об управлении.
АО «Ижевский радиозавод»
1962 г. Изготовлены первые приборы телеметрических систем для PH «Восток.
1964 г. Началось серийное производство аппаратуры для ракетно-космической отрасли.
1966 г. Завод освоил аппаратуру для первого в СССР метеорологического спутника «Метеор».
1967 г. Достигла Венеры автоматическая станция «Венера-4» с радиотелеметрической системой ИРЗ.
1968 г. Начало освоения аппаратуры спутниковой навигации. Выпуск допплеровской геодезической аппаратуры для опре-
деления координат «Сфера-Н».
1970 г. Изготовление первой советской спутниковой корабельной навигационной аппаратуры в интересах ВМФ - АДК
(аппаратура допплеровская корабельная).
1976 г. За высокие достижения в области освоения космической техники Ижевский радиозавод отмечен орденом Трудо-
вого Красного Знамени.
1979 г. Выпушена спутниковая навигационная аппаратура «Шхуна» для гражданского торгового флота и для оснащения
рыболовных судов. Завод освоил производство аппаратуры космической связи.
1982 г. Освоены первые в СССР радиоприемные устройства с цифровой обработкой сигнала, началось производство ап-
паратуры спутниковой навигации для систем ГЛОНСС.
1985 г. Запущено производство бортовых радиотехнических комплексов для различных космических аппаратов связи
1987 г. На заводе освоен высокоорбитальный связной ретранслятор с функцией обеспечения прямой передачи информа-
ции с космической станции «Мир», в т. ч. при выходе ее из зоны прямой связи.
1988 г. Для проекта «Энергия-Буран» ИРЗ изготовил 140 различных блоков и систем.
1995 г. Изготовление первых ретрансляторов для космической системы связи и передачи данных «Банкир».
1996 г. На ИРЗ началось производство аппаратуры бортовых командно-измерительных систем.
1999 г. Появилась первая собственная разработка ИРЗ для ракетно-космической отрасли - телеметрическая система для
разгонного блока «Фрегат».
2000-2014 гг. С участием аппаратуры ИРЗ реализован ряд международных космических проектов: МКС (телеметрия для
всех российских модулей), КА SESAT по заказу Европейской организации спутниковой связи Eutelsat, программа «Морской
старт» по созданию ракетно-космического комплекса морского базирования.
2002 г. Завод освоил производство систем «Курс» для поиска, сближения и стыковки космических аппаратов с орбиталь-
ной станцией. ИРЗ присоединился к реализации федеральной программы возрождения глобальной навигационной системы
«Глонасс-М».
2010 г. На ИРЗ разработан бортовой цифровой вычислительный комплекс БЦВК для негерметичных космических аппара-
тов со сроком активного существования 15 лет.
2012 г. Поставлена на производство телеметрическая система для семейства перспективных ракет-носителей «Ангара».
2014 г. Разработана и поставлена аппаратура для технического и стартового комплекса космодрома «Восточный»
559
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
2015 г. Для космодрома Куру в Гвиане ИРЗ разработал телеметрические системы стартового стола, аппаратуру формиро-
вания готовности космической головной части, входящую в наземную аппаратуру и участвующую в проверках и подготовке
к пуску разгонного блока «Фрегат» в составе PH «Союз». ИРЗ разработал и выпустил первую в России бортовую систему виде-
оконтроля, которая снимает цветное изображение и по каналу встроенной радиолинии передает на землю видеоинформацию:
процесс отделения ступеней PH, сброс головных обтекателей, отделение блока выведения.
2016 г. Состоялся первый запуск ракеты-носителя «Союз-2.1 а» с установленной системой бортового видеоконтроля, в со-
ставе которой видеокамера ВК-ТС-У.
2017 г. БСВК была установлена на все PH, запускаемые с космодромов Байконур и Восточный. ИРЗ присоединился к меж-
дународному масштабному исследованию космоса «ЭкзоМарс». На предприятии началось создание системы электроавтома-
тики для десантного модуля КА «Экзомарс-2020». Ижевский радиозавод приступил к созданию новой аппаратуры для теле-
коммуникационных спутников «Экспресс-80» и «Экспресс-103». Для данного проекта предприятие разрабатывает бортовой
вычислительный комплекс и бортовую аппаратуру телесигнализации.
2018 г. Состоялся юбилейный, 70-й, запуск разгонного блока «Фрегат», для которого Ижевский радиозавод изготавливает
телеметрические системы. Благодаря надежной работе «Фрегата», на различные орбиты и отлетные траектории выведено
более 200 космических аппаратов.
ФГУП «Космическая связь»
ФГУП «Космическая связь» (ГП КС) - российский спутниковой оператор, космические аппараты которого обеспечивают
глобальное покрытие.
1965 г. 23 апреля запущен первый советский спутник связи «Молния-1», через который были успешно организованы
экспериментальные трансляции телевизионных программ и телефонная связь на линии Москва - Владивосток.
1965-1967 гг. В рекордно короткие сроки в восточных районах СССР были одновременно сооружены и введены в действие
20 земных станций «Орбита», а также новая центральная передающая станция (кабина К-40) на территории радиотехнического
полигона Московского энергетического института в Щелковском районе Подмосковья, которая стала первой приемо-передающей
земной станцией ГП КС (сегодня здесь расположен один из ключевых объектов наземной инфраструктуры предприятия - Центр
космической связи «Медвежьи Озера»). Система «Орбита» стала первой в мире циркулярной телевизионной распределительной
спутниковой системой, в которой наиболее эффективно использованы возможности спутниковой связи и вещания.
1967 г. С 4 ноября трансляции программ центрального телевидения в системе «Орбита» в СССР стали регулярными, что
позволило жителям Дальнего Востока и Сибири увидеть праздничный парад на Красной площади, посвященный 50-летию
Октябрьской социалистической революции. Именно этот день считается Днем рождения ГП КС. История ГП КС неразрывно
связана с созданием отечественных спутников связи и отрасли спутниковой связи и вещания в целом.
1968 г. Приказом Минсвязи СССР была образована Станция космической связи, которая со временем стала оператором
российской орбитальной группировки спутников связи и вещания гражданского назначения - Государственным предприятием
«Космическая связь» (ГП КС).
1976 г. К уникальным разработкам относится запущен в СССР первый в мире геостационарный спутник телевизионного
вещания «Экран», созданный непосредственно для передачи ТВ-сигнала. Система «Экран» работала в диапазоне частот
ниже 1 ГГц и имела большую мощность передатчика бортового ретранслятора (до 200 Вт). Зона обслуживания охватывала
телевизионным вещанием малонаселенные пункты в районах Сибири, Крайнего Севера и части Дальнего Востока. Для ее
реализации были выделены частоты 714 и 754 МГц, на которых можно было создать достаточно простые и дешевые приемные
устройства. Система «Экран» стала фактически первой в мире системой непосредственного спутникового вещания.
1980 г. Одним из главных этапов в истории ГП КС стала организация телевизионных спутниковых трансляций
московской летней Олимпиады. Для решения этой сложнейшей по тем временам задачи в Московской области был
создан Центр космической связи «Дубна», который до настоящего времени является крупнейшим телепортом России и
Восточной Европы. В связи с подготовкой к олимпийским трансляциям дополнительный импульс развития также получил
Центр космической связи «Владимир» во Владимирской области (образован в 1971 г., сегодня - Станция спутниковой
связи «Владимир»). С помощью своих спутников и наземных технических средств ГП КС успешно обеспечило всемирное
освещение Олимпийских игр и прямые трансляции на всю территорию Советского Союза и другие государства, включая
страны Атлантического региона.
1980-е гг. Разработка новых спутников связи была практически прекращена, использовался спутник «Горизонт». Первый
новый российский спутник связи и вещания «Экспресс» начал работать только спустя 15 лет после запуска первого КА
«Горизонт».
1990-е гг. Новый этап развития спутниковой связи и вещания в России связан с использованием лучших достижений
отечественных технологий в области приборостроения и зарубежной ретрансляционной аппаратуры.
1998 г. В рамках Федеральной космической программы России ГП КС заключило контракт с отечественным производителем
космических аппаратов НПО ПМ на разработку и производство новых современных спутников серии «Экспресс-А»
с улучшенными техническими параметрами, полезную нагрузку к которым обеспечивала французская фирма Alcatel. В 2000
г. на орбиту успешно были выведены два спутника этой серии, ставшие предвестниками разработки и реализации Программы
по обновлению российской национальной спутниковой группировки.
2001 г. 19 апреля ГП КС получило статус Федерального государственного унитарного предприятия.
560
Приложение 2
2003-2009 гг. Спутниковая группировка предприятия пополнилась семью спутниками серии «Экспресс-AM» и одним
малым космическим аппаратом «Экспресс-МД1». При этом ГП КС взяло на себя контроль и управление собственными
спутниками, что позволило значительно повысить качество и надежность предоставляемых услуг. Развитие спутниковой
группировки, растущие потребности российских операторов связи и телерадиовещателей, выход на международные рынки и
необходимость решать разноплановые задач в области спутниковых коммуникаций в различных регионах мира потребовали
от ГП КС активной модернизации инфраструктуры Центров космической связи в европейской части России и Технического
центра «Шаболовка» в Москве.
2004 г В составе наземных технических средств ГП КС образованы два новых Центра космической связи - «Железногорск»
(Красноярский край) и «Хабаровск» (Хабаровский край). Развитие наземной инфраструктуры ГП КС позволило вывести
на новый уровень сложность задач, решаемых с ее помощью в России и за рубежом, придать дополнительный импульс
реализации проектов в области спутниковой связи и цифрового телевидения, включая ликвидацию цифрового неравенства
регионов на территории Дальневосточного и Сибирского федеральных округов.
2009 г., 2015 г. На Международном саммите по спутниковой связи в Париже ГП КС было признано лучшим региональным
спутниковым оператором в мире.
В настоящее время спутниковая орбитальная группировка ГП КС включает 12 космических аппаратов связи и вещания на
дуге геостационарной орбиты от 14 градусов западной до 145 градусов восточной долготы. Космические аппараты предприятия
обеспечивают широкие возможности для организации телерадиовещания, широкополосного доступа в Интернет, передачи
данных, видеоконференцсвязи, создания сетей VSAT, организации ведомственных и корпоративных сетей связи в любом
регионе земного шара.
Продолжая планомерное развитие спутниковой группировки на геостационарной орбите, ГП КС серьезно прорабатывает
вопрос создания многофункциональной системы связи «Экспресс-РВ» на высокоэллиптических орбитах, состоящей из
четырех космических аппаратов. Система обеспечивает предоставление услуг спутниковой связи на всей территории нашей
страны, включая Арктический регион. При этом совместное использование космических аппаратов на геостационарной и на
высокоэллиптических орбитах не менее чем в 3 раза повышает пространственную доступность спутниковых услуг.
ФГУП МОКБ «Марс»
Предприятие основано в 1955 г. по инициативе М.В.Келдыша для решения задачи создания астронавигационной системы
для межконтинентальной стратегической крылатой ракеты «Буря» (генеральный конструктор - С.АЛавочкин).
1955-1962 гг. Создана первая в СССР астронавигационная система для МБР «Буря».
1962-1974 гг. Ведется разработка и создание астросистем для управления и ориентации КА исследования Луны и
окололунного пространства: «Юпитер-М» и А-31 (1962-1970 гг.) и КА серий Е-6 и Е-8 «лунной» программы СССР, обеспечивших:
-	мягкую посадку автоматической станции «Луна-9» на поверхность Луны 31 января 1966 г.;
-	доставку на Землю лунного грунта 12 сентября 1970 г. («Луна-16»), 14 февраля 1972 г. («Луна-20»), 9 августа 1976 г.
(«Луна-24»);
- высадку на поверхность Луны исследовательских аппаратов «Луноход-1» 10 ноября 1970 г. и «Луноход-2» 8 января 1973 г.
Разработка астросистем по теме «Целина», астросистем Л14 и Л41 для самолетов Ту-95М, Ту-142, Ту-160.
1974-1983 гг. В МОКБ «Марс» (тогда филиал № 1 МИЭА) переведена тематика, связанная с разработкой автопилотов ракет
МКБ «Радуга», зенитных ракет КБ «Факел», КБ «Вымпел», ДМ3. Продолжаются работы над астросистемами «лунников» и
«Целины», по БСУ для изделий МКБ «Радуга».
1983-1989 гг. Завершены работы по БСУ для ряда изделий МКБ «Радуга», автопилотам для самолетов-разведчиков
«Стриж», «Рейс» и «Рейс-Д» АНТК им. А.Н.Туполева. Продолжаются работы с МКБ «Радуга» по новому поколению изделий.
Создаются СУ посадкой ОК «Буран» на атмосферном участке полета.
1989-1995 гг. МОКБ «Марс» в 1989 г. обрело статус самостоятельного предприятия. Ведутся конверсионные разработки.
Начаты работы с ГКНПЦ им. М.В.Хруничева по БСУ для разгонного блока «Бриз-М» PH «Протон». Ведутся разработки эскизных
проектов СУ для воздушно-космических комплексов МАКС и «Бурлак».
1996 - наст. вр. Создана СУ разгонным блоком «Бриз-М» PH «Протон» ГКНПЦ им. М.В.Хруничева и наземного проверочно-
пускового комплекса. В 2005 г. завершены ЛКИ, к наст, времени произведено более 100 запусков. Начаты работы по созданию
интегрированной системы управления для УКП разработки ГКНПЦ им. М.В.Хруничева. Разработаны, изготовлены и уже имеют
летную историю системы управления КА «Монитор-Э», KazSat-1, KazSat-2, «Экспресс-МД1» (ГКНПЦ им. М.В.Хруничева);
«Электро-Л» № 1 и № 2, «Спектр-Р» (НПО им. С.А.Лавочкина); «Кондор», «Кондор-Э» (ВПК «НПО машиностроения»).
Сопровождение летных испытаний и эксплуатации систем управления космических аппаратов. В разработке находятся СЕ для
КА «Спектр-РГ», «Спектр-УФ», «Электро-Л» №3 и №4, «Арктика-М1», «Арктика-М2» (НПО им. С.А.Лавочкина). Продолжаются
работы по созданию СУ для перспективных изделий ГосМКБ «Радуга» им. А.Я.Березняка. Ведутся разработки СУ для
перспективных многоразовых космических изделий.
МГТУ имени Н.Э.Баумана
1.МРУЗ
1830 г. Утверждено положение об организации Московского ремесленного учебного заведения.
1839 г. Произведен первый выпуск мастеров.
561
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
1844 г. Утвержден Устав.
1851 г. МРУЗ приняло участие в Московской выставке мануфактурных изделий, во Всемирной выставке в Лондоне.
1854 г. Начато преподавание механической технологии.
1855 г. Создана учебная мастерская токарного и столярного дела.
1860 г. МРУЗ приняло участие во Всероссийской выставке сельского хозяйства и промышленности.
1867 г. МРУЗ приняло участие во Всемирной выставке в Париже.
2. ИМТУ
1868 г МРУЗ переименовано в Императорское Московское техническое училище (ИМТУ). Утвержден Устав Училища как
высшего учебного заведения. Организованы первые кафедры: общей механики, построения машин, высшей математики, общей
и прикладной физики, строительного искусства, технологии волокнистых веществ, общей химии, химической технологии.
1871 г. Состоялся первый выпуск дипломированных инженеров: выпущено 5 инженеров-механиков, 5 инженеров-
технологов и 4 механика-строителя.
1872	г. Начало работы в ИМТУ профессора Н.Е.Жуковского.
1873	г. ИМТУ приняло участие во Всемирной выставке в Вене. Триумф «русского метода обучения ремеслами».
1874	г. В училище открыта первая в России механическая лаборатория.
1878 г. ИМТУ приняло участие во Всемирной Парижской выставке. Н.Е.Жуковский организовал кафедру теоретической
механики, которую возглавлял более 40 лет.
1888 г. П.К.Худяков издал первый русский «Атлас конструктивных чертежей деталей машин».
1889 г. В соответствии с указом императора Александра II, лица, окончившие ИМТУ и получившие ученое звание, могут
производиться в государственные чины.
1894 г. Н.Е.Жуковский выступил в Политехническом обществе с докладом о теории летания. Утверждено Положение об
ИМТУ, задача которого - «доставлять учащимся в нем высшее образование по специальности механической и химической».
1897 г. Организована кафедра технологии металлов и дерева.
1901-1903 гг. При училище строится Институт технологии волокнистых веществ.
1902 г. Создан Физико-электротехнический институт.
1904 г. Организована кафедра электротехники, электротехническая лаборатория выделена из кафедры физики.
1905 г. В истории училища впервые прошли выборы ректора. Ректором избран профессор А.П.Гавриленко.
1907 г. Создана гидравлическая лаборатория.
1908 г. Создана лаборатория технологии металлов. В училище Н.Е.Жуковский начал читать курс «Воздухоплавание»
Открыта специальность «Паровозостроение».
1908-1909 гг. В училище организованы первые студенческие научные кружки.
1910 г. Создана аэродинамическая лаборатория. Член воздухоплавательного кружка А.Н.Туполев построил первый в
России планер.
1913 г. Создана Московская школа воздухоплавания. Основана кафедра машиностроительной гидравлики.
1916 г. При училище Н.Е.Жуковским создано авиационное расчетно-испытательное бюро.
3.	МВТУ
1917 г. ИМТУ переименовано в Московское высшее техническое училище (МВТУ).
1918 г. Организованы электротехнический и инженерно-строительный факультеты. Теоретические курсы преобразованы в
Московский авиационный техникум. Развивается аэродинамическая лаборатория, ставшая впоследствии базой ЦАГИ. Организована
научная автомобильная лаборатория, ставшая впоследствии НАМИ. На базе металлографической лаборатории А.М.Бочвар начинает
организацию Института испытаний материалов. Организована подготовка инженеров по аэродинамической специальности.
1921 г. По инициативе ученых создано училище Всесоюзного теплотехнического института.
1924 г. Открыты Высшие педагогические курсы при училище.
1925 г. Открыто аэромеханическое отделение на механическом факультете.
1926 г. Организована специализация по текстильному машиностроению.
1927 г. Организована тепловозная лаборатория.
1929 г. Созданы специальности «Точная механика» и оптическая. Открыта кафедра «Экономика и организация
производства».
4.	МММИ им. Н.Э. Баумана
1930 г. Приказом по ВСНХ СССР на базе факультетов училища образованы Высшее механико-машиностроительное училище,
Московское высшее аэромеханическое училище, Академия химической защиты РККА, Высшее инженерно-строительное училище,
Московское энергетическое училище. Высшее механико-машиностроительное училище переименовано в Московский механико-
машиностроительный институт (МММИ). МММИ присвоено имя Н.Э.Баумана. Организованы кафедры металлорежущих станков,
обработки металлов давлением, иностранных языков, резания металлов и инструментального производства.
1931 г. Созданы кафедры сварки и метрологии и взаимозаменяемости.
1932 г. Отдел испытания авиаматериалов преобразован во Всесоюзный институт авиационных материалов.
1933 г. МММИ награжден орденом Трудового Красного Знамени. Организована кафедра тепловозостроения и прокатки и
волочения.
1933-1934 гг. Образованы факультеты сварочного производства, общетехнический, механико-технологический, «Тепловые
и гидравлические машины», «Точное приборостроение». Организованы кафедры «Колесные машины», «Физическое
воспитание». Организован Ученый совет вуза.
562
Приложение 2
1937 г. Создана кафедра гироскопических систем управления.
1938 г. На базе кафедр МММИ организован НИИ черной металлургии им. И.П.Бардина. МММИ им. Н.Э.Баумана передан
в ведение Наркомата оборонной промышленности СССР. Постановлением Совнаркома в МММИ созданы факультеты
артиллерии, боеприпасов и танковый.
1941 г. МММИ эвакуирован в Ижевск. 500 студентов и преподавателей МММИ ушли на фронт в составе 7-й дивизии
народного ополчения.
5.	МВТУ им. Н.Э.Баумана
1943 г. МММИ вернулся из Ижевска в Москву. Институт переименован в Московское высшее техническое училище им.
Н.Э.Баумана.
1943-1946 гг. 20 ученых МВТУ удостоены звания лауреатов Сталинской премии за разработки в области оборонной
техники.
1945 г. Создано первое в Москве студенческое научно-техническое общество. Организована кафедра «Оборудование и
автоматизация термической обработки».
1947 г. МВТУ передано в ведение Министерства высшего и среднего специального образования СССР.
1948 г. Создан факультет ракетной техники. Создана кафедра систем автоматического управления.
1949 г. Создана кафедра газотурбостроения, машин и автоматов прокатного производства и математических машин.
Организованы Высшие инженерные курсы по подготовке специалистов в области ракетной техники.
1955 г. Училище награждено орденом Ленина.
1956 г. Организовано вечернее отделение. Создана кафедра «Приборные устройства».
1956-1972 гг. Созданы отраслевые филиалы МВТУ.
1959 г. Открыт Калужский филиал МВТУ. На базе оборонных факультетов образован факультет машиностроения. Создана
кафедра «Автоматические установки» под руководством В.П.Бармина.
1960 г. Создана кафедра под руководством В.Н.Челомея.
1961 г. Создана кафедра энергетических машин и установок под руководством Н.А.Доллежаля. Начата подготовка
специалистов по квантовой электронике оптического диапазона.
1962-1965 гг. Строится Учебно-экспериментальный центр училища в пос. Орево Дмитровского района Московской области
(ныне Дмитровский филиал).
1963 г. Созданы кафедры плазменных энергетических установок и аэродинамики.
1971 г. При училище создан НИИ проблем машиностроения.
1974 г. Создана кафедра полупроводникового и электровакуумного машиностроения.
1976 г. Организована кафедра «Конструирование и производство электронно-вычислительной аппаратуры».
1980 г. Училище награждено орденом Октябрьской Революции.
1981 г. Организована кафедра «Оборудование и технология лазерной обработки».
1982 г. Организована кафедра «Системы автоматизированного проектирования».
1984 г. Организована кафедра «Автоматические системы и роботы».
1986 г. Два робота «Мобот-ЧХВ», разработанные в МВТУ, работали при ликвидации последствий аварии на
Чернобыльской АЭС.
1987 г. Совместным постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР МВТУ преобразовано в вуз нового типа. Принята новая
структура, включающая Научно-учебные комплексы.
6.	МГТУ им. Н.Э.Баумана
1989 г. МВТУ преобразовано в Московский государственный технический университет им. Н.Э.Баумана. Организована
кафедра «Подводные роботы и манипуляторы».
1991 г. Проведены первые после 1917 г. выборы ректора МГТУ. Ректором избран профессор И.Б.Федоров.
1992 г. Создана Ассоциация технических университетов.
1993 г. Организован факультет инженерного бизнеса и менеджмента. Организован Головной учебно-исследовательский и
методический центр профессиональной реабилитации инвалидов по слуху.
1995 г. Указом Президента России МГТУ им. Н.Э.Баумана включен в Государственный свод особо ценных объектов
культурного наследия народов Российской Федерации.
1996 г. Открыта подготовка по специальностям «Безопасность жизнедеятельности», «Нетрадиционные и возобновляемые
источники энергии», «Теплофизика» и «Техническая физика».
1998 г. Организован факультет биомедицинской техники.
2002 г. Организована кафедра «Ракетно-космические композитные конструкции».
2004 г. Полностью введен в строй Учебно-лабораторный корпус. Созданы факультеты лингвистики и физкультурно-
оздоровительный (в составе факультета ФН).
2005 г. 1 июля прошел первый съезд выпускников всех поколений МГТУ им. Н.Э.Баумана. Собралось несколько
тысяч выпускников, приехавших не только из разных уголков России, но и граждане иностранных государств. 24 ноября
в Большом Кремлевском Дворце прошло празднование 175-летия со дня основания МГТУ им. Н.Э.Баумана. В сентябре-
октябре организована выставка и лекторий в Политехническом музее, посвященные 175-летию МВТУ.
2008 г. Советник ректората академик РАН К.С.Колесников международным биографическим центром в Кембридже
включен в число 100 ведущих инженеров мира. Создан и лицензирован медико-технологический центр.
2009 г. МГТУ им. Н.Э.Баумана установлена категория «Национальный исследовательский университет».
563
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
2010 г Открыты кафедры «Промышленный дизайн» и «Инновационное предпринимательство». Советник ректората
академик РАН А.И.Леонтьев удостоен международной премии «Глобальная энергетика» за выдающиеся достижения в области
энергетики.
2012 г. 25 апреля президентом РФ открыт научно-образовательный центр МГТУ им. Н.Э.Баумана «Фотоника и инфракрасная
техника». 31 августа открыт новый корпус отраслевого факультета «Приборостроение».
АО «НИИ командных приборов»
Научно-исследовательский институт командных приборов основан в 1967 г. Институт специализируется в области
создания гироскопических приборов для систем управления движением подвижных объектов. Основные направления
деятельности - разработка, производство, сопровождение в эксплуатации комплексов командных гироскопических приборов
для систем автоматического управления движением и стабилизации ракет, ракет-носителей, разгонных блоков, космических
летательных аппаратов, силовых гироскопических комплексов, управляющих двигателей-маховиков, управляющих приводов
и других электромеханических устройств для систем ориентации и стабилизации космических аппаратов научного и народно-
хозяйственного назначения.
Последними разработками института являются комплекс командных приборов для разгонного блока «Бриз-М» ракет-
носителей тяжелого класса типа «Протон», комплекс управляющих двигателей-маховиков и управляющие приводы солнечных
батарей для телекоммуникационных КА «Ямал-100» и «Ямал-200», силовой гироскопический комплекс для КА научного
назначения «Ресурс-ДК», комплексы управляющих двигателей-маховиков для КА дистанционного зондирования Земли
«Монитор-Э», КА типа «Экспресс-МД», KazSat. Разработанные институтом комплексы командных приборов применялись
также в СУ ракет-носителей «Вертикаль», «Штиль 2», «Рикша».
Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» «НИИ ПМ им. акад. В.И.Кузнецова»
1955 г. В сентябре на базе СКБ НИИ-10 Министерства судостроительной промышленности был образован Научно-
исследовательский институт гироскопической стабилизации (НИИ-944) Министерства судостроительной промышленности
СССР.
1960 г. В июле за создание и освоение производства высокоточных приборов институт награжден орденом Ленина.
1961 г. В июне за успешное выполнение заданий правительства по созданию специальной техники институт награжден
орденом Трудового Красного Знамени.
1965 г. НИИ-944 переименован в Научно-исследовательский институт прикладной механики Министерства общего
машиностроения СССР.
1976 г В августе за заслуги в создании и производстве новой техники институт награжден орденом Октябрьской Революции
1992 г. Институту присвоено имя академика В.И.Кузнецова.
1994 г. Институт вошел в состав Российского космического агентства.
2006 г Научно-исследовательский институт имени академика В.И.Кузнецова реорганизован в форме присоединения
к ФГУП «Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры». Научно-исследовательский институт
прикладной механики имени академика В.И.Кузнецова является филиалом ФГУП «Центр эксплуатации объектов наземной
космической инфраструктуры».
Входит в состав Госкорпорации «Роскосмос».
АО «НИИ ТП»
Научно-исследовательский институт точных приборов - это многопрофильное предприятие, осуществляющее разработку
радиотехнических систем для космической отрасли по следующим основным направлениям.
1.	«Командно-измерительные системы и наземные комплексы управления КА». Направление начало формироваться
в 1956 г. на основе разработок средств радиотелеуправления летательными аппаратами:
-	радиолиния управления самолетами-мишенями;
-	радиолиния наведения истребителей-перехватчиков на цель «Лазурь»;
-	радиолиния наведения противотанкового управляемого реактивного снаряда «Фаланга».
2.	С 1971 г. в рамках направления КИС и НКУ велись разработки связных, совмещенных с управлением КА, средств
низкоорбитальных КА, которые в 1996 г. выделились в самостоятельное тематическое направление «Радиотехнические
комплексы космических систем связи».
3.	В 1963 г. на базе разработок систем пассивного наведения ЛА создано тематическое направление «Радиотехнические
системы взаимных измерений для сближения и стыковки космических аппаратов».
4.	С 1961 г. ведет свою историю тематическое направление «Радиотехнические комплексы приема, обработки,
распределения и доведения до потребителей космической информации», из которого в 2009 г. сформировалось отдельное
тематическое направление «Серийное изготовление геопространственной продукции».
5.	С 1970 по 1990 г. велись разработки радиолокационных систем наведения боевых блоков, на базе которых возникло
и активно функционирует тематическое направление «Радиолокационные системы наблюдения Земли космического и
самолетного базирования».
564
Приложение 2
АО «НПО автоматики»
1954 г. 26 января подписано Постановление Совета Министров СССР «О проведении работ по вооружению подводных
лодок баллистическими ракетами дальнего действия».
1955 г. 16 сентября впервые в мировой практике баллистическая ракета Р-11ФМ стартовала из надводного положении
подводной лодки с верхнего среза шахты.
1959 г. 20 февраля ракетный комплекс Д-1 с баллистической ракетой Р-11ФМ был принят на вооружение.
1961 г. В октябре принят на вооружение ракетный комплекс Д-2 с баллистической ракетой Р-13.
1962 г. В марте принята на вооружение оперативно-тактическая ракета 8К14.
1963 г. В мае принят на вооружение ракетный комплекс Д-4 с баллистической ракетой Р-21.
1965 г. В декабре принята на вооружение оперативно-тактическая ракета «Темп-С».
1967 г. Завершена эксплуатации ракетного комплекса Д-1.
1968 г. В марте принят на вооружение ракетный комплекс Д-5 с баллистической ракетой Р-27.
1974 г. В январе принят на вооружение ракетный комплекс Д-5У с баллистической ракетой Р-27У, а в марте - ракетный
комплекс Д-9 с баллистической ракетой Р-29.
1977 г. В августе принят на вооружение ракетный комплекс Д-9Р с баллистической ракетой Р-29Р.
1983 г. В августе принят на вооружение ракетный комплекс Д-19 с баллистической ракетой Р-39.
1986 г. В феврале принят на вооружение ракетный комплекс Д-9РМ с баллистической ракетой Р-29РМ.
1993 г. Начаты работы над СУ ракеты-носителя «Русь» («Союз-2»).
2004 г. Первый пуск ракеты-носителя «Союз-2» с космодрома Плесецк.
2005 г. В сентябре произведен первый пуск баллистической ракеты Р-30 «Булава-30».
2006 г. Первый пуск ракеты-носителя «Союз-2» с космодрома Байконур.
2007 г. В июле принят на вооружение ракетный комплекс Д-9РМУ с баллистической ракетой Р-29РМУ2 «Синева».
2011 г. Первый пуск ракеты-носителя «Союз-СТ» с космодрома Куру в ГКЦ.
2013 г. Первый пуск ракеты-носителя «Союз-2» варианта 1в с космодрома Плесецк.
2014 г. В январе принят на вооружение ракетный комплекс Д-9РМУ с баллистической ракетой Р-29РМУ2.1 «Лайнер».
2016 г. Первый пуск ракеты-носителя 372РН16 с космодрома Восточный.
АО «НПО ИТ»
Научно-производственное объединение измерительной техники - одно из ведущих предприятий ракетно-космической
отрасли по разработке, изготовлению, авторскому сопровождению и обеспечению эксплуатации бортовых и наземных
систем телеизмерений. История предприятия начинается с создания в 1946 г. в составе НИИ-88 лаборатории датчиков
и измерительных систем. В 1966 г. на базе комплекса № 5 НИИ-88 был создан НИИ измерительной техники (с 1978 г. -
НПО ИТ). За время своего развития предприятие приобрело успешный опыт комплексного решения задач информационного
обеспечения испытаний и эксплуатации РКТ. В 2009 г. в качестве открытого акционерного общества НПО ИТ вошло в состав
ОАО «Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем».
Становление и развитие предприятия в разные годы осуществлялось под руководством видных ученых и организаторов
производства, таких как И.И.Уткин - главный конструктор, О.Н.Шишкин - первый директор НИИ ИТ (1966-1977 гг.), ОАСулимов
- генеральный директор - главный конструктор (1977-2001 гг.), Г.Г.Райкунов - генеральный директор - главный конструктор
(2001-2008 гг.). С 2008 г. генеральным директором - главным конструктором предприятия является В.Ю.Артемьев.
Прошедшие десятилетия были насыщены напряженным, порой самоотверженным трудом. Разработки предприятия нашли
применение в национальных космических программах по исследованию Луны, Марса, Венеры, в программах «Союз» - «Аполлон»,
«Н1-ЛЗ», «Энергия» - «Буран», «Восток», «Восход», «Космос», «Мир», «МКС», «Союз», «Протон», «Протон-М», «Бриз-М», «Морской
старт», «Зенит», «Союз-2», «Рокот», «Тополь-М» и многих других. За достижения в научно-производственной деятельности в области
РКТ предприятие награждено орденами Трудового Красного Знамени» (1976 г.) Октябрьской Революции» (1982 г.).
На предприятии имеется развитая метрологическая, технологическая и испытательная база, обеспечивающая отработку
современных измерительных средств и систем высокого класса для ракет и космических объектов, для авиационной,
энергетической, нефтегазовой и других отраслей промышленности. Производственные возможности опытного завода
«Импульс» обеспечивают изготовление и поставку заказчикам широкой номенклатуры датчиков и преобразователей, приборов
в микроэлектронном исполнении, бортовых телеметрических систем «Скут», «Пирит», наземной приемно-регистрирующей
аппаратуры «Опал», «Вектор», антенных систем и другой спецтехники.
Разработанные в НПО ИТ системы телеизмерений обладают высокими метрологическими и эксплуатационными
характеристиками. Наиболее показательными являются работы по информационному обеспечению испытаний ракетно-
космического комплекса «Н1-ЛЗ», многоразового транспортного космического комплекса «Энергия» - «Буран», космического
ракетного комплекса «Протон-М» - «Бриз-М».
Для информационно-телеметрического обеспечения летных испытаний КРК «Протон-М» - «Бриз-М» разработано,
изготовлено и установлено на РКН и РБ 62 блока телеметрических систем «Скут-40», «Пирит-РБс», около сотни блоков
преобразования УНФ, БПП, «Спинт» и других, несколько сотен датчиков физических величин, изготовленных на собственной
производственной базе. Для контроля процессов наземной подготовки изделия к пуску применяется система наземных
стартовых измерений 11Ю77 и оптическая линия связи «Онега-РБ».
565
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
Тематика разработок НПО ИТ охватывает весь тракт измерений при отработке новых изделий РКТ: датчики и
преобразователи, бортовые устройства сбора данных и формирования телеметрического кадра, запоминающие устройства
различного типа, радиопередающие устройства; создана развитая наземная инфраструктура: приемные антенные системы и
приемно-регистрирующие станции, системы стендовых и стартовых измерений при подготовке и проведении пуска, средства
ретрансляции и передачи информации по кабельным, волоконно-оптическим и спутниковым каналам связи, аппаратура
оперативного анализа, обработки и представления информации потребителям.
Из инновационных разработок последних лет следует отметить мобильные (перебазируемые) комплексы
телеметрических измерений и ретрансляции с конструктивно встроенной гиростабилизированной антенной системой;
новые наземные антенные комплексы средней и высокой эффективности, в т. ч. диапазона S (АП-4. АП-16), пришедшие
на смену хорошо зарекомендовавшим себя в течение многих десятилетий антенным комплексам «Жемчуг» и «Изумруд»;
приемно-регистрирующие станции телеметрической информации нового поколения «Вектор»; малогабаритные бортовые
телеметрические системы «Астра» и «Оникс», обеспечивающие программным путем формирование любой заданной структуры
кадра; систему видеотелеметрии для РКН; приборы обработки быстроменяющихся процессов на борту изделия; семейство
миниатюрных бесплатформенных инерциальных навигационных систем на основе волоконно-оптических гироскопов; ряд
новых датчиков, в т. ч. для бесконтактного измерения тока и контроля электрофизических параметров.
Свой вклад предприятие вносит и в международные проекты. В частности, датчики НПО ИТ применяются для контроля
лучшего в своем классе двигателя РД-180 производства НПО «Энергомаш», который используется на первой ступени
американской ракеты «Атлас-5».
На полигоне Куру в космическом центре во Французской Гвиане прекрасно зарекомендовал себя комплекс сбора и
автоматизированной обработки информации, поступающей от ракеты «Союз-2ЭТ» при подготовке к пуску и на активном
участке полета. Данную разработку с соответствующими дополнениями планируется использовать и на космодроме Восточный.
ФГУП «НПЦАП»
1946 г. 13 мая вышло Постановление Совета Министров СССР № 1017-419 «Вопросы реактивного вооружения», согласно
которому формировалась вся структура ракетной отрасли, создавались особо благоприятные условия для развития ракетного
вооружения, создается НИИ-885 по разработке, изготовлению, испытанию и установке на баллистические ракеты дальнего
действия автономных систем управления и радиосистем.
1950 г. Начаты предварительные изыскания по созданию двухступенчатой баллистической ракеты Р-7 с ядерным боевым
зарядом. Согласно постановлению от 4 декабря к разработке СУ привлекалось НИИ-885 (М.С.Рязанский, Н.А.Пилюгин).
1954-1961 гг. Коллектив разрабатывал СУ для ракет Р-5, Р-5М, Р-11, Р11ФМ, Р-7.
1956 г. Ракета Р-11 поступила на вооружение. В этом же году морская тематика передана в Свердловск. В два этапа
проводились испытания систем ракеты Р-7, в т. ч. системы управления: первый - с 16 февраля по 23 марта, второй - с 20 июля
по 8 августа. 2 февраля состоялся первый в мире пуск ракеты Р-5М с головной частью, имеющей ядерный заряд мощностью
0,3 Кт, на дальность 1200 км в район безлюдных песков Приаральских Каракумов. Следующей проблемой было обеспечение
совместного регулирования кажущейся скорости первой ступени ракеты Р-7 и одновременного опорожнения баков окислителя
пакетов блока на 1-й ступени (РКС и СОБИС), которая была опробована на ракете М5РД. Эта ракета была разработана согласно
постановлению от 20 мая 1954 г. в интересах создания первой межконтинентальной ракеты Р-7. ЛКИ ракеты М5РД проходили
в июле-сентябре.
1957 г. В соответствии с постановлением правительства № 171-93 от 19 февраля 1957 г. и служебной запиской МРТП
№ СП-140 от 1 апреля 1957 г. в НИИ-885 велась разработка системы управления для двух изделий Р-7ПС.
1958 г. В апреле Совет главных конструкторов направил правительству предложение о разработке новой МБР Р-9 на
ракетном топливе кислород-керосин.
1959-1960 гг. Работы по созданию ракеты Р-14 (8К65) велись по постановлениям СМ от 2 июля 1958 г., от 13 мая 1959 г.
и решениям ВПК от 15 января 1960 г.
1960-1964 гг. Первая совместная работа В.Н.Челомея, Н.А.Пилюгина и их коллективов - ракетный комплекс УР-200 (уни-
версальная ракета 8К81).
1963 г. Весной коллектив НИИ-885 переехал на новую территорию в Зюзино. 30 марта вышло Постановление ЦК КПСС
и СМ СССР № 389-140 «О разработке боевого ракетного комплекса РС-10 с малогабаритной МБР шахтного базирования
УР-100». Коллектив Н.А.Пилюгина начал разрабатывать СУ для изделий генерального конструктора В.Н.Челомея - межкон-
тинентальной ракеты УР-100 (8К84) и ее модификаций с различными видами стартовых позиций, обладающих повышенны-
ми боеготовностью и точностью. 30 марта вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР № 380-138 и приказ ГКРЭ № 173 от
13 апреля «О своевременном и полном перебазировании подразделений НИИ-944 и НИИ-885 на отведенные им площади».
Это постановление предусматривало наращивание на создаваемых предприятиях заводских мощностей, приобретение до-
полнительных производственных площадей и дополнительных кадров квалифицированных инженеров и производственных
рабочих. В соответствии с этим документом на базе НИИ-885 были созданы два крупных института: НИИ автоматики и при-
боростроения и НИИ приборостроения.
1969 г. Постановление ЦК КПСС и СМ СССР № 538-135 от 10 июля узаконило привлечение НИИ АП к разработке СУ ком-
плекса «Темп-2С».
1970 г. По постановлению ЦК КПСС и СМ СССР № 682-218 от 19 августа выполнялась разработка ракетного комплекса
третьего поколения МР УР-100.
566
Приложение 2
1973 г. По постановлению ЦК КПСС и СМ СССР № 980-95 от 23 апреля начались опытно-конструкторские работы по
созданию нового грунтового комплекса «Пионер» с твердотопливной баллистической ракетой средней дальности. В конце
года вышел Эскизный проект комплекса «Пионер» и системы управления.
1975-1977 гг. Решение о разработке нового стратегического подвижного комплекса с трехступенчатой МБР воплотилось
в постановлении ЦК КПСС и СМ СССР № 544-166 от 20 июля 1975 г., а также в постановлении правительства № 668-212
от 19 июля 1977 г. Главным конструктором нового комплекса назначался А.Д.Надирадзе, главным конструктором системы
управления - Н.А.Пилюгин. Новые требования к ракете, в случае успеха, выводили ее в категорию 4-го поколения ракет.
1976 г. На основании постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 16 августа была разработана Система управления ракетой
МР-УР-100 УТТХ (15А16) по техническому заданию КБ «Южное».
1977 г. 1 июня Совет главных конструкторов рассмотрел и одобрил эскизный проект комплекса с ракетой 15Ж44, а также
утвердил применение на ракете нового способа управления полетом - отклонением головного отсека. По постановлению
СМ СССР от 19 июля началось проектирование комплекса «Пионер-УТТХ» с баллистической ракетой средней дальности 15Ж53.
1979 г. Параллельно с созданием комплексов на базе ракеты РТ-23 (15Ж44 и 15Ж52) КБ «Южное» и организации-
соисполнители на основании постановления правительства № 514-175 от 1 июня 1979 г. получили задание - начать разработку
ракеты РТ-23 с улучшенными тактико-техническими характеристиками (РТ-23 УТТХ) и комплексов на ее основе.
1985 г. Постановлением СМ СССР № 696-213 от 22 июля началась опытно-конструкторская работа по комплексу «Курьер».
1995 г. В Указе Президента РФ о создании КРК «Ангара», подписанном в январе 1995 г., разработка системы управления
возлагалась на НПЦАП.
1996 г. Началась активная разработка модернизированной СУ для космического ракетного комплекса «Протон». Несмотря
на отсутствие государственного финансирования НПЦАП и ГКНПЦ им. М.В.Хруничева, в 2001 г. состоялся первый пуск PH
«Протон-М» с полезной нагрузкой.
1996-2005 гг. Несмотря на то, что постановление правительства о создании РБ «Фрегат» вышло в 1996 г., работы над проектом
начались только в 1998 г. В рекордно короткий срок были разработаны бортовая и проверочно-пусковая аппаратура, создано прове-
рочное и полетное математическое обеспечение, проведена полная отработка СУ на комплексном и моделирующих стендах.
2005 г. В мае по предложению генерального директора ФГУП «НПЦАП» Е.Л.Межирицкого межведомственная комиссия
по реформированию и развитию оборонно-промышленного комплекса приняла решение об интеграции производителей
систем управления ракетно-космической техники в состав Федерального научно-производственного центра ФГУП НПЦАП
им. академика Н.А.Пилюгина и присоединении к нему в качестве филиалов ФГУП «Звезда» (г. Осташков Тверской обл.), ФГУП
ПО «Корпус» (г. Саратов) и ФГУП «Сосенский приборостроительный завод» (г. Сосенский Калужской обл.).
2007 г. Указом Президента РФ № 804 от 26 июня 2007 г. и Решением Правительства РФ № 1066-Р от 17 августа 2007 г.
«О Федеральном государственном унитарном предприятии «Научно-производственный центр автоматики и приборостроения
имени академика Н.А.Пилюгина» создана интегрированная структура ФГУП «НПЦАП имени академика Н.А.Пилюгина».
2009 г. В сентябре положительные результаты испытаний позволили в процессе запуска «Фрегата» при выведении косми-
ческого аппарата «Метеор» впервые в мировой практике использовать в контуре управления данные, формируемые совмест-
ной обработкой инерциальной и спутниковой систем навигации.
АО «ОКБ МЭИ»
АО «ОКБ МЭИ» - научно-исследовательская и опытно-конструкторская организация, работающая в области создания
комплексов, систем и устройств радиолокации, радиотелеметрии, телевидения, используемых для обеспечения
отработки, испытаний и полетов объектов ракетной, космической и авиационной техники, космических кораблей и
станций, ИСЗ различного назначения для исследования поверхности Земли и планет и других геофизических и
астрофизических исследований.
Основано в апреле 1947 г. по инициативе группы преподавателей, профессоров и научных сотрудников Московского
энергетического института во главе с В.А.Котельниковым. В 1958 г. Сектор преобразован в Особое конструкторское бюро
МЭИ, с 1991 г. - ФГУП ОКБ МЭИ, с 2009 г. - ОАО «ОКБ МЭИ» в составе ОАО «Российская корпорация ракетно-космического
приборостроения и информационных систем» (ОАО «Российские космические системы»).
Разработками ОКБ МЭИ были обеспечены траекторные измерения при отработке и пусках первых баллистических ракет
Р7, Р9, Р14, Р16. Начиная с ракеты Р7 аппаратурой ОКБ МЭИ обеспечивались траекторные и радиотелеметрические измерения.
Измерительными средствами ОКБ МЭИ были оснащены измерительные комплексы на трассе полетов межконтинентальных
баллистических ракет от Тюра-Тама и Сары-Шагана до Камчатки, измерительные комплексы, обеспечивавшие траекторные и
телеметрические измерения и телевидение ИСЗ, начиная с первого ИСЗ 4 октября 1957 г. На борту всех первых спутников
Земли и их носителей, на космических кораблях «Восток», «Восход», «Зенит», «Союз», «Прогресс» стояла аппаратура
ОКБ МЭИ. Траекторные и телеметрические измерения ОКБ МЭИ обеспечивали запуски ракет и КА на Луну, Марс и Венеру.
Аппаратура ОКБ МЭИ работала на космической станции «Мир», до настоящего времени работает на МКС. Радиолокаторами
с синтезированной апертурой антенны, разработанными в ОКБ МЭИ, были проведены картографирование поверхности
планеты Венера и многочисленные работы по дистанционному зондированию Земли.
Системы траекторных измерений, разработанные в ОКБ МЭИ, обеспечивали отработку и пуски ряда ракет ПВО и ПРО,
были основным измерительным средством на полигонах ПВО и ПРО. Созданная в ОКБ МЭИ высокоинформативная цифровая
радиотелеметрическая система «Орбита-ТМ» является одной из основных телеметрических систем, используемых при
отработке ракетной, космической и авиационной техники.
567
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
В ОКБ МЭИ создано и успешно используется с 1961 г. семейство антенных систем ТНА-57, входящих в состав ряда
комплексов космической связи и телевидения. ОКБ МЭИ во главе большой промышленной кооперации создало уникальные
антенные системы ТНА-1500. В состав ОКБ МЭИ входят на правах филиалов Центры космической связи «Медвежьи Озера»
под Москвой и «Калязин» на Волге. Каждый из них имеет в своем составе антенные сооружения ТНА-1500. На базе этих
центров в рамках Федеральной космической программы создается Западный пункт управления гражданского компонента
Единого государственного комплекса управления КА.
В составе ЦКС «Медвежьи Озера» функционировал Центр управления Индийской группировкой космических аппаратов
(1970-2009 гг.). В ЦКС «Медвежьи Озера» находятся в постоянном режиме корреляционно-фазовые пеленгаторы «Ритм»
и «Ритм-М», обеспечивающие большое число запусков ИСЗ на геостационарные орбиты, а также используются в качестве
измерительных средств, входящих в состав наземного комплекса управления КА НСЭН.
В своей работе ОКБ МЭИ опирается на широкую производственную кооперацию, в которую в разные годы входило до
100 предприятий СССР и России.
ОКБ МЭИ награждено орденом Трудового Красного Знамени за участие в создании и пуске корабля-спутника «Восток»
с космонавтом Ю.А.Гагариным (1961 г.) и орденом Октябрьской Революции за создание и испытание многоцелевой системы
траекторных измерений (1985 г.). Орденами и медалями СССР и России награждено около 500 сотрудников ОКБ МЭИ.
В разные годы ОКБ МЭИ возглавляли академик В.А.Котельников (1947-1954 гг.), академик А.Ф.Богомолов (1954-1988 гг.),
к.т.н. К.А.Победоносцев (1988-2004 гг.), к.т.н. Ю.Н.Бугаев (2004-2005 гг.). С 2005 г. ОКБ МЭИ возглавляет д.т.н., профессор
А.С.Чеботарев.
АО «РКЦ «Прогресс»
В «Ракетно-космический центр «Прогресс» создано более 10 модификаций PH среднего класса «Восток», «Молния»,
«Союз». Первая и вторая ступени ракеты-носителя, которая 12 апреля 1961 г. вывела на орбиту первый пилотируемый
корабль «Восток» с космонавтом Юрием Гагариным, были сделаны в г. Куйбышеве на заводе Na 1. В этом же году
завод был переименован в завод «Прогресс». Созданные на базе легендарной ракеты Р-7 современные PH «Союз»
до настоящего времени остаются самым надежным и экономичным средством доставки в космос пилотируемых и
грузовых космических кораблей и большинства отечественных космических аппаратов в рамках ФКП РФ. Предприятием
разработано 28 типов КА в интересах национальной безопасности и для решения научных и социально-экономических
задач.
На конец 2018 г. осуществлено более 1890 пусков PH, изготовленных в Центре. На рабочие орбиты выведено более
980 аппаратов собственной разработки.
1894 г. В Москве основана мастерская по сборке и ремонту велосипедов, преобразованную впоследствии в велосипедную
фабрику «Дуке». Позже предприятие выпускало мотоциклы, аэросани, аэропланы, автомобили, дирижабли.
1910 г. На заводе был изготовлен первый российский военный дирижабль «Кречет».
1913 г. Завод переходит на производство самолетов. Всего до 1940 г. заводом освоено производство 23 типов самолетов.
1919 г. Завод «Дуке» переименован в Государственный авиационный завод № 1.
1941 г. Государственный завод № 1 им. Сталина эвакуирован в г. Куйбышев и с 28 октября возобновил свою деятельность
под руководством директора А.Т.Третьякова и главного инженера В.Я.Литвинова.
1958 г. 2 января по инициативе генерального конструктора С.П.Королева Правительством СССР принято постановление об
организации серийного выпуска МБР.
1959 г. 17 февраля состоялся запуск первой МБР Р-7, изготовленной Государственным авиационным заводом № 1.23 июля
С.П.Королевым в структуре ОКБ-1 создается отдел № 25 для конструкторского сопровождения производства ракет Р-7
1960 г. Отдел № 25 преобразуется в филиал № 3 ОКБ-1. Начальником и главным конструктором филиала назначается
Д.И.Козлов.
1961 г. 12 апреля ракетой-носителем «Восток» выведен на околоземную орбиту космический корабль с первым в мире
космонавтом Ю.А.Гагариным. Первая и вторая ступени ракеты-носителя были изготовлены на Государственном авиационном
заводе №1.
1962 г. 27 сентября выведен на орбиту первый серийный космический аппарат дистанционного зондирования Земли
«Зенит-2», изготовленный на заводе «Прогресс» при конструкторском сопровождении филиала № 3 ОКБ-1.
1964 г. Филиал № 3 ОКБ-1 становится головным отечественным конструкторским бюро по созданию PH среднего класса
и КА дистанционного зондирования Земли.
1973 г. 31 октября состоялся первый запуск космического аппарата «Бион», предназначенного для научных исследований
в области космической биологии.
1974 г. Филиал № 3 ОКБ-1 получил статус самостоятельного предприятия - Центрального специализированного
конструкторского бюро. Руководителем ЦСКБ являлся Д.И.Козлов (с 1996 по 2003 г. - генеральный директор - генеральный
конструктор ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», с 2003 по 2009 г. - почетный генеральный конструктор). 13 декабря запущен
космический аппарат с цифровой системой управления «Янтарь-2К». Создание аппаратов данного типа открыло целую эпоху
в разработке национальных средств ДЗЗ.
1981 г. 18 февраля состоялся первый запуск космического комплекса обзорного фотонаблюдения и картографирования
второго поколения «Янтарь-1 КФТ».
568
Приложение 2
1982 г. 28 декабря состоялся первый запуск космического комплекса «Янтарь-4КС1» - первого в СССР комплекса оптико-
электронного наблюдения с передачей видеоинформации в масштабе времени, близком к реальному, через геостационарный
спутник-ретранслятор.
1985 г. 16 апреля состоялся первый запуск космического аппарата «Фотон», предназначенного для проведения в условиях высокой
микрогравитации при орбитальном полете исследований в области космической технологии, биотехнологии, физики невесомости.
1988 г. 15 ноября состоялся успешный пуск PH «Энергия» с орбитальным кораблем «Буран». На «Прогрессе» изготавливали
блоки PH и осуществляли сборку.
1989 г. 18 июля запущен космический комплекс «Орлец» - КК широкополосного детального и обзорного фотонаблюдения
с повышенной оперативностью доставки информации в спускаемых капсулах.
1990-е гг. Начата глубокая модернизация PH «Союз», результатом стало появление двух новых модификаций «Союз-2-1 а»
и «Союз-2-16» с повышенными энергетическими характеристиками и цифровой системой управления.
1996 г. 12 апреля вышел Указ Президента РФ «О создании ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» в целях сохранения и развития
научно-технического потенциала ЦСКБ и Самарского завода «Прогресс».
2005 г. Подписан контракт между Федеральным космическим агентством и французским предприятием Arianespas по
проекту «Союз» в Гвианском космическом центре». В данном проекте ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» принадлежит ключевая
роль, т. к. он является ответственным за PH, стартовый комплекс, а также осуществляет общее техническое руководство
российскими промышленными предприятиями.
2006 г. 15 июня выведен на орбиту КА «Ресурс-ДК1» - первый в России спутник, обеспечивший детальную съемку земной
поверхности с разрешением до 1 м. Успешно эксплуатировался до февраля 2016 г., превысив гарантийный срок активного
существования в 3 раза, обеспечив съемку 83 млн кв. км.
2011 г. 21 октября состоялся первый запуск PH «Союз-СТ» с космодрома в Гвианском космическом центре во
Французской Гвиане. Для эксплуатации в ГКЦ специально разработана PH «Союз-СТ» - модификация ракеты-носителя
«Союз-2».
2013 г. 25 июня успешно осуществлен запуск КА ДЗЗ «Ресурс-П» № 1, разработанного и произведенного ГНПРКЦ
«ЦСКБ-Прогресс». КА ДЗЗ предназначен для высокодетального, детального широкополосного и гиперспектрального
оптико-электронного наблюдения поверхности Земли. 28 декабря с космодрома «Плесецк» был осуществлен успешный
запуск ракеты-носителя легкого класса «Союз-2-1 в» с блоком выведения «Волга», малым космическим аппаратом «Аист»
и калибровочными сферами. Ракета-носитель, блок выведения и МКА разработаны и собраны в ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
2014 г. ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» преобразовано в АО «РКЦ «Прогресс».
2016 г. 28 апреля в 05 ч 01 мин по московскому времени с нового российского космодрома «Восточный» состоялся первый
запуск ракеты космического назначения «Союз-2.1 а» разработки и производства АО «РКЦ «Прогресс» с блоком выведения
«Волга» и космическими аппаратами «Аист-2Д», «Ломоносов» и наноспутником SamSat-218.
АО «Российские космические системы»
После выхода Постановления Совета Министров СССР от 13 мая 1946 г. начинается формирование научно-
исследовательского института, получившего наименование НИИ-885 - головного предприятия по системам управления ракет
(в Постановлении - «Научно-исследовательский институт с проектно-конструкторским бюро по радио- и электроприборам
управления дальнобойными и зенитными реактивными снарядами»).
В дальнейшем название института неоднократно менялось: Научно-исследовательский институт специальной
техники, предприятие п/я 2427, предприятие п/я Г-4149, НИИ приборостроения, с 2009 г. - Открытое акционерное
общество «Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем»
(ОАО «Российские космические системы»).
НИИ-885 первоначально формировался из нескольких коллективов. В феврале 1942 г. в Москву на пустующие площади
завода ЗАТЭМ, расположенного на Авиамоторной улице, была эвакуирована из Ленинграда часть завода «Красная Заря»
с личным составом, оборудованием и документацией. На этой базе был создан завод № 1 Наркомата обороны. Завод № 1 стал
опытным заводом НИИ-885 (1947 г.), а его СКБ влилось в состав Института.
С мая 1946 г. начался перевод в НИИ-885 специалистов из других организаций. Прежде всего, из НИИ-20 были переведены
лучшие работники, составившие научно-техническое ядро Института, специалисты из спецбюро СБ-10 радиозавода № 528, из
треста «Электрочермет» и ПКБ-886.
Через несколько лет Институт сам уже стал родоначальником ряда организаций, из него выделились самостоятельные
предприятия разной специализации: СКБ-245 - разработка счетно-вычислительных машин (1952 г.); НИИ-648 - разработка
управления планирующих ракет (1952 г.); СКБ-886 - разработка радиовзрывателей (1953 г.).
С 1952 г. после реорганизаций и кадровых переводов основная тематика Института вполне определилась. В нем было
создано два базовых комплексных подразделения: комплекс 1 - автономных систем управления, возглавляемый главным
конструктором баллистических ракет дальнего действия, главным инженером института Н.А.Пилюгиным; комплекс 2 -
радиосистем управления, возглавляемый главным конструктором, директором института М.С.Рязанским. Оба они входили
в знаменитый Совет главных конструкторов, созданный С.П.Королевым, состоявший из шести человек.
Институтом были разработаны системы управления стратегической ракеты Р-5 и межконтинентальной баллистической
ракеты Р-7. После запуска первого искусственного спутника Земли Институт активно участвовал в выполнении правительственных
программ освоения космического пространства, реализуя приоритетные задачи нашей страны в этой области.
569
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
В1963 г. было принято правительственное решение, по которому на базе НИИ-885, СКБ-567 и НИИ-944 были созданы два
крупных научно-исследовательских института: НИИП (главный конструктор и директор - М.С.Рязанский) и НИИ АП (главный
конструктор и директор - Н.А.Пилюгин).
НИИП стал полноценным многопрофильным предприятием, в значительной степени самодостаточным, способным самостоятельно
разрабатывать и производить радиотехническую бортовую и наземную аппаратуру, оптимально интегрируя ее в комплексы и системы.
Эти факторы всегда привлекали заказчиков и в будущем сыграли заметную положительную роль в деятельности Института.
В результате выполнения обширных программ по ракетно-космической тематике Институт занял ключевые позиции
в создании радиотехнических и оптико-электронных систем для решения задач по следующим основным направлениям:
исследования Луны; пилотируемые программы; исследования в дальнем космосе; космическая связь; космические системы
навигации и геодезии; развитие наземной инфраструктуры управления КА; космические телевизионные системы; лазерные
системы; системы дистанционного зондирования Земли.
В Институте были поэтапно созданы тематические отделения и специализированные отделы, централизованы
конструкторские работы. В 1976 г. в практику работы введены разработанные в Институте система автоматизированного
управления и система автоматизированного проектирования радиоаппаратуры. Для оптимального выполнения заказов было
расширено экспериментальное и реконструировано опытное производство.
В1978 г. на основе Института и завода «Радиоприбор» было создано НПО «Радиоприбор». В последующем на базе Института
в разное время были образованы НИИ прецизионного приборостроения (г. Москва, область специализации - лазерная техника);
НИИ космического приборостроения (г. Москва, международное сотрудничество в области космоса); НИИ «Орион» (г. Голицыне,
наземные системы управления КА); НИИ «Опыт» (г. Белгород, вычислительные системы); ТашНИИП (г. Ташкент, системы
оповещения); Организация «Сириус» (г. Китаб, полевые испытания аппаратуры); Организация «Антарес» (г. Троицк, стендовые
испытания аппаратуры; Костромской радиоприборный завод; Бакинский филиал НПО «Радиоприбор» с опытным заводом.
В конце 1980-1990-х гг. своевременно принятые меры руководством Института позволили сохранить основную часть
квалифицированных работников, сохранить средний уровень заработной платы, соответствующий общегородским показателям,
выполнить налоговые обязательства. Объемы заказов по таким направлениям, как создание радиоаппаратуры для МКС, для
системы ДЗЗ, поиска и спасания дали возможность сохранять и развивать базовые технологии. Удалось переломить негативные
тенденции в Институте, за короткое время резко увеличить объем работ. Была расширена не только тематика работ, но и по
многим традиционным направлениям Институт стал головным в отрасли и стране. Это способствовало росту его авторитета.
Институт является головной организацией по 16 научно-техническим направлениям, системам и программам. Основные
из них - ГЛОНАСС и НАКУ КА. В Институте работают член-корр. РАН, 28 докт. и 154 канд. наук по различным специальностям,
16 сотрудников имеют ученое звание профессора, 37 - доцента или старшего научного сотрудника.
Достижения Института в области создания РКТ отмечены высокими правительственными наградами, в т. ч. в 1956 г. -
орденом Трудового Красного Знамени за создание стратегической ракеты Р-5, в 1961 г. - орденом Ленина за обеспечение
полета первого космонавта Ю.А.Гагарина. Полученный СКБ-567 в 1961 г. орден Трудового Красного Знамени за обеспечение
первого пилотируемого полета передан Институту в 1963 г. при объединении. В связи с присоединением в 1996 г. к Институту
значительной части опытного завода «Радиоприбор» Институту был передан орден Трудового Красного Знамени, полученный
в 1969 г. за выполнение совместных работ.
В Институте работают Герой Социалистического Труда, шесть лауреатов Ленинской премии, 18 лауреатов
Государственной премии СССР, пять лауреатов премии Правительства РФ. В числе сотрудников Института - один
заслуженный деятель науки и техники, два заслуженных деятеля науки РФ. Пятнадцать сотрудников имеют звание
«Заслуженный машиностроитель РФ», семь - «Заслуженный конструктор РФ», девять - «Заслуженный изобретатель
СССР и РСФСР» и три - «Заслуженный рационализатор СССР и РСФСР». Всего в Институте высокие государственные
награды имеют более 1000 человек. В 2005 г. на космодроме Байконур основателю и первому главному конструктору
Института М.С.Рязанскому был установлен бюст.
АО «Сибирские приборы и системы»
1959 г. 28 марта вышло постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 229-134. Мощности Омского
приборостроительного завода А142 введены в производство для выпуска гироскопических приборов.
1960 г. 21 января вышло распоряжение № 6 Р Омского совнархоза. Заводу А142 присвоено наименование «Организация
п\я 51».
1966 г. На основании приказа министерства № 109 от 6 мая п/я 51 переименован в Омский электромеханический завод.
1967 г. Коллективу завода вручено и оставлено на вечное хранение Памятное Красное Знамя Министерства общего
машиностроения и ЦК профсоюза.
1969 г. Коллектив завода награжден орденом Трудового Красного Знамени.
1976 г. Завод награжден орденом Октябрьской Революции.
1985 г. На основании приказа министерства № 220 от 27 июня Омский электромеханический завод переименован в ПО
«Омский электромеханический завод».
1992 г. На основании приказа Министерства промышленности РФ № 151 от 12 марта ПО «Омский электромеханический
завод» переименован в ПО «Сибирские приборы и системы».
1999 г. На основании приказа Российского космического агентства № 47 от 24 февраля ПО «Сибирские приборы и
системы» переименовано во ФГУП «Сибирские приборы и системы».
570
Приложение 2
2008 г. На основании указа Президента РФ № 574 от 9 июня 2006 г. и постановления Правительства РФ № 424 от 14 июля
2006 г. ФГУП «Сибирские приборы и системы» преобразовано в ОАО «Сибирские приборы и системы».
2010 г. ОАО «Сибирские приборы и системы» вошло в Корпорацию ОАО «Информационные спутниковые системы» имени
академика М.Ф.Решетнева».
СПИИРАН
ФГБУН «Санкт-Петербургский институт информатики и автоматизации Российской академии наук» организован
в соответствии с распоряжением Совета Министров СССР от 19 декабря 1977 г. и постановлением Президиума АН СССР
от 19 января 1978 г. на базе отдела вычислительной техники Физико-технического института им. А.Ф.Иоффе АН СССР как
Ленинградский научно-исследовательский вычислительный центр АН СССР. В1985 г. ЛНИВЦ решением Президиума АН СССР
преобразован в Ленинградский институт информатики и автоматизации АН СССР.
В 1992 г., после возвращения городу Ленинграду исторического названия Санкт-Петербург, институт переименован
в Санкт-Петербургский институт информатики и автоматизации РАН (СПИИРАН). Распоряжением Правительства РФ №2591-р
от 30 декабря 2013 г. институт, как и другие учреждения РАН, передан в ведение Федерального агентства научных организаций.
18 мая 2018 г., после ликвидации ФАНО, институт включен в состав Министерства науки и высшего образования.
Научно-методическое руководство деятельностью Института осуществляет Российская академия наук, Отделение
нанотехнологий и информационных технологий.
Основателем и первым директором института был д.т.н., профессор Валентин Михайлович Пономарев. С февраля 1991 г.
по январь 2018 г. директором института являлся член-корр. РАН, заслуженный деятель науки и техники РФ, д.т.н., профессор
Рафаэль Мидхатович Юсупов. С января 2018 г. директором института стал д.т.н., профессор РАН Андрей Леонидович Ронжин.
Целью и основным объектом деятельности института является проведение фундаментальных, поисковых и прикладных научных
исследований, направленных на получение новых знаний в области информатики и информатизации, методов автоматизации
и интеллектуализации управления, разработки новых информационно-коммуникационных технологий для решения актуальных
научно-технических и социально-экономических проблем. Тематика работ института с первых дней его существования практически
соответствовала прорывным направлениям, сформулированным в последующем в руководящих документах «Стратегия развития
информационного общества в Российской Федерации на 2017-2030 годы», «Стратегия научно-технологического развития Российской
Федерации», Государственная программа «Цифровая экономика Российской Федерации».
К 1983 г. в институте был создан самый один из мощных в стране на то время вычислительный комплекс, ресурсами
которого пользовались около 2000 специалистов из 82 организаций в основном в режиме удаленного доступа. Параллельно
была разработана и создана одна из первых в стране глобальных информационно-вычислительных сетей - Академсеть
«Северо-Запад».
С учетом научных достижений института и накопленного опыта их практической реализации институту было поручено
научное сопровождение Целевой комплексной территориально-отраслевой программы развития народного хозяйства
Ленинграда и Ленинградской области на основе автоматизации и широкого использования вычислительной техники на
1984-1985 гг. и до 1990 г. «Интенсификация-90».
В 1990-е гг. в развитии института начался второй этап, который совпал с мировой тенденцией - процессом формирования
информационного общества (общества знаний) как средства социально-экономического развития общества и обеспечения
его национальной безопасности.
За прошедшие 40 лет институт выполнил около 100 НИР и ОКР по следующим основным направлениям, связанным
с оборонной тематикой и обеспечения национальной безопасности Российской Федерации:
-	проблемы информационной безопасности и защиты информации в инфокоммуникационных комплексах и сетях;
-	новые методы получения обработки и интеграции данных, информации и знаний;
-	проблемы создания и применения межвидовых интегрированных информационных интеллектуальных технологий и
систем поддержки принятия решений.
Основу научно-экспериментальной базы института составляют Компьютерный научно-образовательный центр, Научно-
образовательный центр «Технологии интеллектуального пространства», Инновационно-образовательный центр космических
услуг, созданный по соглашению с Роскосмосом, Учебный центр для подготовки сертифицированных специалистов
в области обработки данных дистанционного зондирования Земли, робототехнический комплекс. Развивая интеграцию
фундаментальной науки и высшего образования, ученые института активно участвуют в реализации научно-образовательных
программ в ведущих университетах Санкт-Петербурга. Институт имеет 6 базовых кафедр в вузах города и 9 совместных
научно-исследовательских лабораторий в университетах Санкт-Петербурга и России.
В институте открыта аспирантура и работает диссертационный совет по защите диссертаций на соискание ученой степени
докт. (канд.) наук по специальностям: 05.13.01 «Системный анализ, управление и обработка информации» (технические
системы) по техническим наукам; 05.13.11 «Математическое и программное обеспечение вычислительных машин, комплексов
и компьютерных сетей» по техническим наукам; 05.13.19 «Методы и системы защиты информации, информационная
безопасность» по техническим наукам. В аспирантуре подготовлено свыше 100 канд. и 45 докт. наук. Издаваемый с 2002 г.
научный журнал института «Труды СПИИРАН» в 2011 г. включен в перечень журналов ВАК России, а с 2016 г. индексируется
в международной базе данных Scopus.
Сегодня в институте работают 1 член-корр. РАН, 9 заслуженных деятелей науки РФ, 1 профессор РАН, более 40 докт. и
60 канд. наук. За время работы в институте его сотрудники удостоены 32 государственных наград, 19 сотрудников являются
571
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
лауреатами премий Правительства РФ и Правительства Санкт-Петербурга, 10 сотрудников удостоены стипендий Президента РФ,
18 сотрудников получили гранты Президента РФ.
Примечательно, что 45 сотрудников института, в составе которых 16 докт. и 15 канд. наук, пришли в институт после
увольнения из Вооруженных Сил. Они прекрасно знают предметную область (военное дело) и имеют большой опыт выполнения
исследований в интересах МО РФ.
Одно из направлений проводимых ими исследований в институте является направление, связанное непосредственно
с разработкой отечественной теории и прикладных методов анализа эффективности информационно-управляющих систем,
обеспечивающих процессы сбора и обработки данных и информации, моделирования и оценивания эффективности
применения РКТ.
За свою более чем 40-летнюю историю СПИИРАН закрепил за собой статус одного из ведущих научных центров Северо-
Запада в области информатики, комплексного моделирования, автоматизации и интеллектуализации управленческих
процессов в различных сферах и успешно продолжает исследования по созданию и внедрению стратегических цифровых
технологий и роботизированных систем в интересах укрепления обороноспособности РФ, обеспечения безопасности и
повышения качества жизни граждан России.
ФГУП ЦНИИмаш
1946 г. 13 мая подписано Постановление Совета Министров СССР по вопросам реактивного вооружения и созданию в
Министерстве вооружения СССР Научного исследовательского института реактивного вооружения и Конструкторского бюро
на базе завода № 88.9 августа подписан приказ МВ СССР о назначении С.П.Королева главным конструктором «изделия № 1»
(так была зашифрована первая советская баллистическая ракета), начальником 3-го отдела СКВ НИИ-88, основной тематикой
которого была разработка баллистических ракет дальнего действия. 15 августа подписан приказ МВ СССР о назначении первым
директором НИИ-88 Л.Р.Гонора (работал в этой должности до 18 августа 1950 г.). 26 августа подписан приказ МВ СССР о
структуре НИИ-88, включающей научно-исследовательскую часть с лабораториями, СКБ-88, опытный завод и испытательную
станцию. Этим же приказом образован Ученый совет института. 31 августа вышел приказ министра Вооруженных Сил СССР о
передаче острова Городомля (озеро Селигер) Министерству вооружения СССР, приказ МВ СССР о принятии в состав НИИ-88
всех строений острова Городомля, а также трех строений в г. Осташкове и организации филиала № 1 НИИ-88. 16 ноября
подписан приказ МВ СССР о создании в районе г. Загорска (ныне - г. Сергиев Посад) станции для огневых испытаний ЖРД
(филиала №2 НИИ-88).
1950 г. 25 апреля вышло распоряжение СМ СССР (приказ МВ СССР от 26 апреля) о создании на базе СКВ НИИ-88 двух
КБ: ОКБ-1 главного конструктора С.П.Королева по разработке БРДД и ОКБ-2 главного конструктора Е.В.Синильщикова по
разработке зенитных управляемых ракет. 25 мая подписан приказ МВ СССР о назначении С.П.Королева начальником и главным
конструктором ОКБ-1 НИИ-88.18 августа подписан приказ МВ СССР о назначении директором НИИ-88 К.Н.Руднева (в этой
должности был до 16 мая 1952 г.).
1952 г. 10 марта вышло постановление СМ СССР (приказ МВ СССР от 13 марта, приказ директора от 18 марта) об
организации в НИИ-88 ОКБ-2 на базе отдела № 9 и ОКБ-3 на базе отделов № 6 и № 18. Главным конструктором и начальником
ОКБ-2 назначен А.М.Исаев, главным конструктором и начальником ОКБ-3 - Д.Д.Севрук. 16 мая подписан приказ МВ СССР о
назначении директором НИИ-88 М.К.Янгеля (работал в этой должности до 30 октября 1953 г.).
1953 г. 30 октября подписан приказ Министерства оборонной промышленности СССР о назначении директором НИИ-88
А.С.Спиридонова (работал в этой должности до 3 августа 1959 г.).
1954 г. 20 мая вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР о разработке, изготовлении и испытаниях МБР Р-7 при головной
роли ОКБ-1 НИИ-88 (главный конструктор - С.П.Королев). 9 июля подписан приказ МОП СССР о назначении С.П.Королева
заместителем директора НИИ-88 по НИОКР в обеспечение создания ракеты Р-7.
1955 г. 3 февраля вышло постановление СМ СССР о поручении НИИ-88 выполнить НИР по созданию ракет, стартующих
из подводного положения.
1956 г. 30 января вышло постановление СМ СССР о создании искусственного спутника Земли и запуске его с помощью
PH, сделанной на основе МБР Р-7. Головной исполнитель - ОКБ-1 НИИ-88. 20 апреля подписан указ Президиума Верховного
Совета СССР о награждении НИИ-88 орденом Ленина. 13 августа вышло распоряжение СМ СССР (приказ МОП СССР от
14 августа 1956 г.) о выделении из НИИ-88 ОКБ-1 с заводом № 88 (ныне - РКК «Энергия» им. С.П.Королева) и филиала № 2
(НИИ химического машиностроения, ныне - Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности).
1958 г. 8 декабря подписан приказ ГКОТ об объединении ОКБ-2 и ОКБ-3 НИИ-88 в единое ОКБ, присвоив ему наименование
ОКБ-2 НИИ-88.
1959 г. 16 января подписан приказ ГКОТ о выделении ОКБ-2 (А.М.Исаева) из НИИ-88 в самостоятельную организацию
(ныне КБ - химического машиностроения). 3 августа подписан приказ ГКОТ о назначении директором НИИ-88 Г.А.Тюлина
(работал в этой должности до 17 июля 1961 г.).
1960 г. 12 мая подписан приказ ГКОТ (приказ НИИ-88 от 1 июня 1960 г.) об организации в НИИ-88 вычислительного центра.
1961 г. 31 июля подписан приказ ГКОТ о назначении директором НИИ-88 Ю.А.Мозжорина (работал в этой должности до
22 ноября 1990 г.).
1965 г. 2 марта вышли указ Президиума Верховного Совета СССР, постановление ЦК КПСС и СМ СССР о создании
Министерства общего машиностроения (МОМ СССР), под эгидой которого объединялись все основные научно-
исследовательские, опытно-конструкторские и производственные предприятия по РКТ (в т.ч. НИИ-88). Министром назначен
572
Приложение 2
С.А.Афанасьев. 10 октября подписан приказ МОМ СССР о возложении на ЦНИИмаш обязанностей головной организации по
методическому руководству вопросами обеспечения надежности ракетных комплексов на всех этапах их создания. 25 октября
вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР (приказ МОМ от 22 ноября) «О развитии координационно-вычислительного центра
НИИ-88».
1966 г. 6 марта вышел приказ МОМ о новом открытом наименовании института с 1 января 1967 г. - Центральный научно-
исследовательский институт машиностроения (ЦНИИмаш). 22 июля подписан приказ МОМ о выделении из НИИ-88 5-го
комплекса и образовании на его базе НИИ измерительной техники (ныне - НПО измерительной техники).
1969 г. 20 марта подписан приказ МОМ СССР обязывал ЦНИИмаш выдавать заключения о допуске изделий отрасли
к ЛКИ. 18 августа вышел приказ МОМ СССР о создании при ЦНИИмаш отраслевого координационного совета по
прочности, в состав которого были включены представители 21 организации министерства. Председателем совета
назначен А.В.Кармишин.
1970 г. Согласно приказу МОМ СССР от 11 сентября, институту поручено научно-методическое руководство работами
по стандартизации и унификации ракетных комплексов и их элементов. Образовано Центральное конструкторское бюро
стандартизации.
1972 г. 31 августа подписаны решения коллегий МОМ СССР (от 24 мая 1973 г.) о возложении на институт задач по
разработке и обоснованию перспектив развития и использования экспериментальной базы отрасли.
1973 г. 5 января вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР (приказ МОМ от 12 января, приказ директора от 25 января)
об организации в ЦНИИмаш советского Центра управления полетом пилотируемых кораблей «Союз-М». 22 мая подписано
постановление ЦК КПСС и СМ СССР (приказ МОМ от 14 июня 1973 г.) о создании на базе комплекса № 7 ЦНИИмаш филиала
института - организации «Агат».
1974 г. 25 октября в институте открыта мемориальная доска, посвященная М.К.Янгелю.
1975 г. 20 января подписан приказ МОМ о создании на базе отделения № 03 ЦНИИмаш самостоятельного Центрального
научно-исследовательского института материаловедения (ныне - НПО «Композит»).
1976 г. 15 января подписан указ Президиума Верховного Совета СССР о награждении ЦНИИмаш орденом Октябрьской
Революции за успешную реализацию программы «Союз-Аполлон». 5 марта подписан приказ МОМ СССР возлагал на
ЦНИИмаш координацию работ по созданию и внедрению в организациях отрасли автоматических систем проектирования.
28 июня принято Решение Комиссии Президиума СМ СССР по военно-промышленным вопросам (приказ МОМ от 9 июля
1976 г., приказ директора от 19 ноября 1976 г.) о назначении ЦНИИмаш головным по разработке и изучению научных проблем
космической технологии и обоснованию перспективных направлений ее развития.
1983 г. 19 июня принято Решение ВПК СМ СССР о возложении на ЦУП ЦНИИмаш обязанностей Главного баллистического
центра управления на всех этапах полета многоразовой космической системы «Энергия» - «Буран» от старта PH до посадки
орбитального корабля на посадочную полосу космодрома Байконур.
1990 г. 22 ноября подписан приказ МОМ о назначении В.Ф.Уткина директором ЦНИИмаш (работал в этой должности до
15 февраля 2000 г.).
1994 г. 20 мая подписан приказ директора об организации и выпуске первого номера журнала «Космонавтика и
ракетостроение».
1998 г. 15 апреля подписан приказ директора о введении в действие с 15 апреля полного наименования предприятия -
Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения».
2000 г. 23 февраля подписан приказ Российского космического агентства о назначении директором института
Н.А.Анфимова (работал в этой должности до 16 января 2008 г.).
2003 г. 10 июля в ЦНИИмаш открыта мемориальная доска Ю.А.Мозжорину (1920-1998 гг.). 17 октября открыта
мемориальная доска В.Ф.Уткину (1923-2000 гг.).
2005 г. 22 октября принято постановление Правительства РФ об утверждении Федеральной космической программы
России на 2006-2015 гг. (головной разработчик - ЦНИИмаш).
2007 г. 1 февраля подписан приказ руководителя Роскосмоса о введении в действие Стратегии развития ракетно-
космической промышленности на период до 2015 г. (головной разработчик - ЦНИИмаш). 16 апреля подписан приказ
генерального директора о создании в составе ЦНИИмаш Информационно-аналитического центра координатно-временного и
навигационного обеспечения (ИАЦ КВНО).
2008 г. 27 февраля подписан приказ Роскосмоса о назначении генеральным директором института Г.Г.Райкунова (работал
в этой должности до 27 февраля 2013 г.). 13 мая открыт памятник Ю.А.Мозжорину в г. Королеве на площади, носящей его имя.
11 июля подписано решение коллегии Роскосмоса об одобрении системного проекта космодрома «Восточный» (головной
разработчик - ЦНИИмаш).
2009 г. 13 января подписан приказ руководителя Федерального космического агентства о возложении на ЦНИИмаш
функций головной организации в Федеральной системе сертификации космической техники. 20 февраля подписан
приказ Роскосмоса об определении ФГУП ЦНИИмаш головной организацией отрасли по обеспечению экспериментальной
отработки изделий РКТ. 6 мая подписан приказ Роскосмоса о возложении на ЦНИИмаш функций головной организации
отрасли по системе обеспечения качества и надежности изделий ракетной и ракетно-космической техники.
2012 г. 9 июня оргкомитетом Международного Форума «Инновации и развитие» почетный диплом победителю
Всероссийского конкурса «100 лучших предприятий и организаций России - 2012» присужден ЦНИИмаш в номинации
«Лучшее предприятие среди научно-исследовательских институтов и организаций России».
2013 г 28 июня подписан приказ о назначении с 1 июля генеральным директором института Н.Г.Паничкина.
573
Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий
ПАО «РКК «Энергия»
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева - головное предприятие России по пилотируемым
космическим системам, лидер ракетно-космической отрасли - основано 26 августа 1946 г. Первоочередное внимание
уделяет созданию новых космических технологий, включая разработку пилотируемых космических комплексов и систем,
специализированных автоматических космических систем различного назначения, ракетных комплексов и средств
межорбитальной транспортировки для выведения космических аппаратов на заданные орбиты. Обладает большим научно-
техническим потенциалом и бесценным опытом работы по проектам ракетно-космической техники. Предприятие заложило
основы ракетного вооружения страны, обеспечила прорыв человека в космос и развитие отечественной ракетно-космической
техники и практической космонавтики.
В XX в. при головной роли предприятия созданы:
-	первые отечественные баллистические ракеты различных типов, в т. ч. межконтинентальная Р-7, на базе которой
разрабатывалась первая космическая PH «Спутник» и ее последующие модификации (включая современную PH «Союз»);
-	14 ракетных комплексов, 11 из которых были сданы на вооружение и переданы в производство;
-	первый в мире искусственный спутник Земли, первые автоматические станции для полетов к Луне, Венере и Марсу,
первые научные спутники;
-	пилотируемые космические корабли «Восток», «Восход», «Союз», «Союз-Т», «Союз-ТМ», «Союз-ТМА»;
-	первые спутники «Зенит» детальной фотосъемки земной поверхности;
-	первый отечественный спутник связи «Молния-1»;
-	автоматические грузовые КК «Прогресс», «Прогресс-М», «Прогресс-М1»;
-	орбитальные станции «Салют», «Салют-4, -6, -7» и многомодульная станция «Мир»;
-	орбитальная обсерватория «Гамма» астро- и геофизического направлений;
-	многоразовая космическая система «Буран» с крупнейшей в мире PH «Энергия» и многоразовым орбитальным
кораблем «Буран».
Предприятие трудилось и над другими значимыми космическими проектами: пилотируемые лунные комплексы Л1, ЛЗ для
облета Луны и посадки на нее, PH сверхтяжелого класса Н1, многоцелевой орбитальный и марсианский пилотируемые комплексы,
автоматические системы связи и телекоммуникации, наблюдения и др. Предприятие являлось головным разработчиком и
непосредственным исполнителем международных программ «Союз» - «Аполлон», «Интеркосмос», «Мир» - «Шаттл», «Мир» -
НАСА», «Евромир», «Инспектор», «Полет», «Альтаир» и др.
Основные программы работ в настоящее время:
-	Международная космическая станция, включая ее российские модули (в т. ч. многоцелевой лабораторный, узловой и
научно-энергетический), программу специальных космических экспериментов в интересах различных заказчиков и отработку
приборов и элементов перспективных КА и систем с использованием возможностей российского сегмента станции и кораблей
типа «Прогресс» в автономном полете;
-	система транспортно-технического обеспечения орбитальных околоземных станций, функционирующая на основе
пилотируемых и беспилотных грузовых кораблей современных серий «Союз-МС», «Прогресс-МС»;
-	средства выведения и межорбитальной транспортировки, в т. ч. перспективные ракетно-космические комплексы
среднего и сверхтяжелого классов, модификации разгонных блоков типа ДМ для доставки на рабочие орбиты КА различных
заказчиков;
-	автоматические космические системы нового поколения различного назначения для российских и зарубежных заказчиков
(широкополосная помехоустойчивая связь и телекоммуникация, дистанционное зондирование и мониторинг регионов Земли
в различных диапазонах спектра электромагнитных волн, предупреждение о значимых событиях и т. д.);
- перспективная пилотируемая транспортная система с пилотируемым транспортным кораблем нового поколения,
включающая возможности полетов в дальнем и ближнем космическом пространстве.
В 1946-1966 гг. организацию возглавлял ее основатель, основоположник практической космонавтики академик
С.П.Королев. В настоящее время деятельностью корпорации руководит Н.Н.Севастьянов.
574
Приложение 3
ПРИЛОЖЕНИЕ 3
ЛИТЕРАТУРА
Аджян А.П. Энциклопедия. Машиностроение. Т. 4-22.
Ракетно-космическая техника. Кн. 1 / Аджян А.П., Аким Э.Л.,
Алифанов О.М. и др. - М.: Машиностроение, 2012.
Академик С.П.Королев. Ученый. Инженер. Человек. - М.:
Наука, 1986.
Алексеев Э.В., Меньшиков В.А., Мещеряков И.В. На
передовых рубежах. Очерки истории 50 ЦНИИ МО имени
М.К.Тихонравова. - М.: НИИ КС им. А.А.Максимова, 2008.
Алексеев Э.В. О создании Командно-измерительного
комплекса. - М., 2001.
Алгоритмы обработки информации навигационных си-
стем и комплексов / М.С.Селезнева, Шень Кай, К.А.Неусыпин
и др. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2018.
Андрейчиков А.В., Андрейчикова О.Н. Интеллектуальные
информационные системы: Учебник. - М.: Финансы и стати-
стика, 2004.
Андриенко А.Я., Бельский Л.Н., Заплатин М.И., Лосев Г.П.,
Маханек Е.Н., Чадаев А.И. Цифровая система управления рас-
ходованием топлива ракет-носителей «Союз-2», «Союз-СТ»
И Проблемы управления. - 2012, № 5. - С. 81-83.
Андриенко А.Я., Иванов В.П., Бабич И.П., Ткаленко Г.В. Со-
трудничество М.К.Янгеля и его КБ с ИПУ РАН при создании
баллистических ракет стратегического назначения И Полет:
Общероссийский научно-технический журнал. - 2011, № 10.
-С. 16-21.
Андриенко А.Я., Иванов В. П., Портнов-Соколов Ю.П. Си-
стемы управления расходованием топлива жидкостных ракет
(история создания и пути развития) И Космонавтика и раке-
тостроение: Изд. ЦНИИМАШ. -1999, № 15.
Андриенко А.Я., Тропова Е.И., Чадаев А.И. Анализ тепло-
физических факторов возникновения аномалий в работе
уровнемеров жидкостных ракет-носителей И Датчики и си-
стемы. - 2009, № 4. - С. 31-34.
Андриенко А.Я., Тропова Е.И., Чадаев А.И. Совершенство-
вание управления расходованием топлива ракет-носителей
«Союз-2» в обеспечение повышения экологичности их экс-
плуатации И Проблемы управления. - 2013, № 4. - С. 72-75.
АО «Корпорация «ВНИИЭМ» / ОТУ-800А. АКА
/ «Ресурс-01» № 5 Бортовая аппаратура.
АО «Корпорация «ВНИИЭМ» / ОМ9.50.00.000Д / Состав
аппаратуры КА «Ресурс-01» № 5.
Арефьев В.П., Сорокин А.В., Башкеев Н.И., Кондра-
тьев О.А. Инерционные исполнительные органы систем ори-
ентации космических аппаратов И Гироскопия и навигация.
-1995, №2 (9).
Байконур сегодня. - Караганда: РекСлайд, типография
ТА и С, 2006.
Бакакин Р.И. Начало организации оперативно-техниче-
ского контроля и управления космическими аппаратами. -
М., 2001.
Балашов Е.П. Эволюционный синтез систем. - М.: Радио
и связь, 1985.
Баринов К.Н., Бурдаев М.Н., Мамон П.А. Динамика и
принципы построения орбитальных систем космических ап-
паратов. - М.: Машиностроение, 1975.
Бачурин А.П. К истории управления первыми космически-
ми кораблями. - М., 2003.
Бачурин А.П. К истории управления спутниками связи и
телевещания. - М., 2001.
Белоглазова Е.Т. Совет главных. - М.: Патриот, 2007.
Бельский Л.Н., Дерюгин С.Ф., Кутовой В.М., Семиха-
тов Н.А., Тарасов И.А., Шалимов Л.Н., Шестаков Г.В. Особен-
ности систем управления баллистических ракет подводных
лодок И Ракетно-космическая техника. - 2000. Сер. XIV. -
Вып. 1.
Бельский Л.Н., Дерюгин С.Ф., Смирнов В.П., Трапез-
ников М.Б., Шалимов Л.Н. Разработка бортовых вычисли-
тельных средств ФГУП «НПО автоматики им. академика
НАСемихатова» И История отечественной электронной вы-
числительной техники. - М.: Столичная энциклопедия, 2014.
Бердичевский Б.Е. Траектория жизни. - М.: Аграф, 2005.
Бешенков С.А., Ракитина Е.А. Моделирование и форма-
лизация: Методическое пособие. - М.: Лаборатория Базовых
Знаний, 2002.
Бортовые системы навигации и ориентации искус-
ственных спутников Земли / О.Н.Анучин, И.Э.Комарова,
Л.Ф.Порфирьев. - СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор»,
2004.
Вострикова И.Н., Вакушин В.А., Иванов В.П., Каблова Е.Б.,
Партола И.С. Системы управления расходованием топлива
ракеты космического назначения «Ангара»: результаты на-
земной отработки и летных испытаний //Датчики и системы.
-2011, №8.-С. 25-29.
Брыков А.В. У космоса в плену. - М.: Центр перспектив-
ных технологий, 2000.
Бусленко Н.П. Моделирование сложных систем. - М.: На-
ука, 1968.
Быков В.И. Мы из военно-промышленного комплекса. -
М.: Диалог-МГУ, 2000.
Вакушин В.А., Жуков В.А., Завадский В.К., Иванов В.П.,
Кленовая Л.Г., Каблова Е.Б., Партола И.С. Системы управле-
ния расходованием топлива перспективных ракет-носителей
(принципы построения, отказоустойчивые алгоритмы управле-
ния, технология отработки бортового обеспечения) И Научно-
технические разработки ФГУП ГКНПЦ им. М.В.Хруничева. - М.:
Воздушный транспорт, 2006. - С. 579-592.
Вакушин В.А., Завадский В.К., Иванов В.П., Каблова Е.Б.,
Кленовая Л.Г., Партола И.С. Особенности работы системы
контроля и управления расходованием топлива разгонного
блока с водородной двигательной установкой И Альтернатив-
ная энергетика и экология: Международный научный журнал.
- НТЦ «ТАТА», 2008, № 3 (59). - С. 103-107.
Валькман Ю.Р. О проблеме «отчуждения» моделей иссле-
дуемых объектов от создателей в проектировании сложных
изделий //Теория и системы управления. -1996, № 3.
Василенко Б.Е. Хождение в ракетную технику. - Киев,
2004.
Васильев С.Н. От классических задач регулирования к ин-
теллектному управлению И Теория и системы управления. -
2001, №1.-С. 5-22.
575
Литература
Васильев С.Н. От классических задач регулирования к
интеллектному управлению И Теория и системы управления.
-2001, №2.-С. 5-21.
Васильев С.Н., Рутковский В.Ю., Филимонов Н.Б. Про-
блемы управления сложными динамическими объектами
авиационной и космической техники. - М.: Машиностроение,
2015.
Вехи истории. 65 лет ОАО «Российские космические си-
стемы». 1946-2011 гг. - М.: Медиа-Паблишер, 2011.
Власов С.А., Девятков В.В. Имитационное моделирование
в России: прошлое, настоящее, будущее И Автоматизация
в промышленности. - 2005, № 5. - С. 63-65.
ВНИИЭМ. 70 лет истории предприятия / Под ред.
ЛАМакриденко. -2011.
Военно-космическая деятельность России - истоки, со-
стояние, перспективы. Труды научно-практической конфе-
ренции. — СПб.: ИВКА имени А.Ф.Можайского, 2005.
Военно-космические силы / Авт. колл, под рук.
В.Л.Иванова. - М.: Вестник Воздушного Флота, 2001.
Военно-космические силы. В 2 кн. - Издательство С.-
Петербургской типографии «Наука», 1997.
Военно-промышленный комплекс / под ред.
О.Д.Бакланова. - М.: Ладога-100, 2005.
Военно-промышленный комплекс: Энциклопедия. - М.:
Военный парад, 2005.
Военный инженерный краснознаменный институт име-
ни А.Ф.Можайского. Очерк истории. 1941-1981 гг. / Под
общ. ред. генерал-полковника А.И.Холопова. - Л.: ВИКИ им.
А.Ф.Можайского, 1981.
Всемирная энциклопедия космонавтики. - М.: Военный
парад, 2002.
Выступления руководителей отрасли, соратников, род-
ных на 75-летии со дня рождения Н.А.Пилюгина.
Гаврилова Т.А., Хорошевский В.Ф. Базы знаний интеллек-
туальных систем. - СПб.: Питер, 2000.
Гапонов В.А., Железняков А.Б. «Станция «Мир»: от триум-
фа до... - СПб.: Система, 2007.
Генеральный конструктор В.Ф.Уткин. - Королев: Ринфо -
ЦНИИмаш, 2003.
«Геофизике» -175 лет». - М., 2012.
ГКНПЦ им. М.В.Хруничева. 1916-1960. - М.: Полигон-
пресс, 2006.
Главный испытательный центр имени Г.С.Титова. - М.: СП
«Контракт-РЛ», 2002.
Гордеев В.А., Жуков В.А., Завадский В.К., Иванов В.П.,
Мозжорина М.Ю. Система наддува баков перспективных
ракет и разгонных блоков (принципы построения, унифици-
рованные алгоритмы управления) И Научно-технические раз-
работки ФГУП ГКНПЦ им. М.В.Хруничева. - М.: Воздушный
транспорт, 2006. - С. 383-395.
Гордеев В.А., Жуков В.А., Завадский В.К., Иванов В.П.,
Портнов-Соколов Ю.П. Новые технологии построения пнев-
могидравлических систем подачи топлива в ЖРД // Датчики и
системы. - 2002, № 9. - С. 48-59.
Гордеев В.А., Завадский В.К., Иванов В.П., Каблова Е.Б.,
Кленовая Л.Г., Мозжорина М.Ю. Принципы построения си-
стемы управления внутрибаковыми процессами разгонного
блока с водородным двигателем многоразового включения
// Научно-технические разработки КБ «Салют». 2009-2011 гг.
/ Под общ. ред. д.т.н., проф. Ю.О.Бахвалова. Вып. 3. - М.: Ма-
шиностроение - Машиностроение-Полет, 2012. - С. 299-307.
Гордеев В.А., Иванов В.П., Мозжорина М.Ю., Партола И.С.
Результаты наземной отработки и летных испытаний алго-
ритмов управления пневмогидравлической системой подачи
топлива ракеты космического назначения «Ангара» И Датчи-
ки и системы. -2011, № 9. - С. 2-6.
Городецкий В.И., Карсаев О.В., Самойлов В.В., Серебря-
ков С.В. Инструментальные средства для открытых сетей
агентов И Известия РАН. Теория систем и управления. Вып. 3.
-М.: Наука, 2008.-С. 106-124.
Горский Ю.М. Системно-информационный анализ про-
цессов управления. - Новосибирск: Наука, 1988.
Дегтярь В.Г., Канин Р.Н., Молчанов С.Ф. Морские бал-
листические ракеты второго поколения. Ракеты Р-27, Р-27К,
Р-27У, Р-29, Р-29Д, Р-29ДУ И История развития отечествен-
ного ракетостроения. Т. 1. - М.: Столичная энциклопедия,
2014.
Дегтярь В.Г., Канин Р.Н., Молчанов С.Ф. Морские балли-
стические ракеты в 1998-2012 гг. Опытно-конструкторские
работы «Станция», «Станция-2», «Синева», «Лайнер» И Исто-
рия развития отечественного ракетостроения. Т. 1. - М.: Сто-
личная энциклопедия, 2014.
Дегтярь В.Г., Канин Р.Н., Молчанов С.Ф. Морские балли-
стические ракеты первого поколения. Ракеты Р-11ФМ, Р-13,
Р-21. Оперативно-тактическая ракета Р-17 И История раз-
вития отечественного ракетостроения. Т. 1. - М.: Столичная
энциклопедия, 2014.
Дерюгин С.Ф., Бельский Л.Н., Шалимов Л.Н., Шеста-
ков Г.В. Системы управления разработки НПО автоматики.
Прошлое, настоящее, будущее. Материалы научно-техниче-
ской конференции И Ракетно-космическая техника. - 2003.
Сер. XI.-Вып. 1.
Дегтярь В.Г., Канин Р.Н., Молчанов С.Ф. Морские бал-
листические ракеты третьего поколения. Ракеты Р-29РК,
Р-29РКУ, Р-29РКУ-01, Р-29РМУ, Р-39УТТХ («Барк») // Исто-
рия развития отечественного ракетостроения. Т. 1. -М.: Сто-
личная энциклопедия, 2014.
Деменков Н.П. Вычислительные методы решения задач
оптимального управления на основе принципа максимума
Понтрягина: Учебное пособие. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана,
2017.
Деменков Н.П., Микрин Е.А. Управление в технических си-
стемах: Учебник. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2017.
Деменков Н.П. Оптимальное управление в классическом
вариационном исчислении: Учебное пособие. - М.: МГТУ им.
Н.Э.Баумана, 2017.
Деменков Н.П. Практикум по динамическому программи-
рованию: Учебное пособие. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2017.
Деменков Н.П. Статистическая динамика систем управле-
ния: Учебное пособие. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2017.
Дмитров А. Сервисно-ориентированная архитектура в со-
временных моделях бизнеса. - М.: Наука, 2006.
Дороги в космос. Части I, II. - М.: МАИ, 1992.
Емельянов С.В., Ларичев О.И. Многокритериальные мето-
ды принятия решений. - М.: Знание, 1985.
Жуков В.А., Завадский В.К., Иванов В.П., Каблова Е.Б.,
Кленовая Л.Г. Управление внутрибаковыми процессами пер-
спективных ракетных средств выведения с жидкостными
двигателями И Космонавтика и ракетостроение. - 2013, № 3.
-С. 93-100.
Завадский В.К., Иванов В.П., Каблова Е.Б., Кленовая Л.Г.
Интеграция бортовых систем управления для повышения
576
Приложение 3
энергетических и надежностных характеристик средств вы-
ведения. Материалы 3-й Всероссийской научно-технической
конференции «Актуальные проблемы ракетно-космической
техники». Ill Козловские чтения. Самара. 2013. № 1 - Самара:
Книжная палата, 2013. - С. 122-127.
Замятина Е.Б., Мерзляков Д.В., Семеновых А.А. Языковые
и программные средства для многомодельного исследования
имитационных моделей компьютерных сетей И Труды 7-й
Всероссийской научно-практической конференции «Имита-
ционное моделирование. Теория и практика». Т. 1-2. - М.:
ИПУ РАН, 2015.
Земляное А.Б., Коссов Г.Л., Траубе В.А. Система морской
космической разведки и целеуказания (история создания). -
СПб., 2002.
Зубов Н.Е., Микрин Е.А., Рябченко В.Н. Матричные мето-
ды в теории и практике систем автоматического управления
летательных аппаратов. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2016.
Иванов В.П., Завадский В.К., Гуськов А.Д., Дишель В.Д.,
Васягина И.В., Кислик В.Д. Терминальное управление наведе-
нием ракеты-носителя и расходованием топлива в режиме его
полной выработки. Международная научно-техническая кон-
ференция «Системы и комплексы автоматического управления
летательными аппаратами», посвященная 100-летию со дня
рождения академика РАН Николая Алексеевича Пилюгина. Ч. II.
Материалы пленарного заседания (доклады и сообщения). МИ-
РЗА, 23 апреля 2008 г. - М.: НИЦ «Инженер», 2008. - С. 56-65.
Иванов В.П., Завадский В.К., Каблова Е.Б., Кленовая Л.Г.,
Гордеев В.А. Терминальное управление внутрибаковыми про-
цессами разгонного блока на участках работы маршевого
двигателя и в паузах между включениями. Материалы кон-
ференции «Управление в технических системах» (УТС-2010).
-СПб., 2010.-С. 345-348.
Иванов В.П.. Управление расходованием топлива и мо-
ментами выключения двигателей ракеты-носителя по кри-
терию безопасности выведения И Актуальные проблемы
авиационных и аэрокосмических систем: Российско-амери-
канский журнал. - 2003, № 2 (16). - С. 1-8.
Игдалов И.М. и др. Ракета как объект управления. - Дне-
пропетровск: АРТ-ПРЕСС, 2004.
Имитационное моделирование производственных систем
/ ААВавилов, Д.Х.Имаев, В.И.Плескунин и др. - М.: Машино-
строение; Берлин: Ферлаг Техник, 1983.
Интегрированные модели и мягкие вычисления в искус-
ственном интеллекте. Сборник научных трудов VIII Между-
народной научно-технической конференции. Коломна, 18-
20 мая, 2015. В 2 т. Т. 2. - М.: Физматлит, 2015.
История командно-измерительного комплекса управления
космическими аппаратами от истоков до главного испытатель-
ного центра им. Г.С Титова. Книга 1. - М.: «Контакт-РЛ», 2006.
История отечественной радиолокации. Изд. 2-е / под. ред.
С.В.Хохлова. - М.: Столичная энциклопедия, 2015.
История отечественных средств связи. - М.: Столичная
энциклопедия, 2013.
История развития отечественного ракетостроения / науч,
ред. И.В.Бармин. - М.: Столичная энциклопедия, 2014.
История развития отечественной наземной ракетно-кос-
мической инфраструктуры / науч. ред. И.В.Бармин. - М.: Сто-
личная энциклопедия, 2017.
История развития отечественной пилотируемой космо-
навтики / науч. ред. И.В.Бармин. - М.: Столичная энциклопе-
дия, 2015.
История развития отечественных автоматических космиче-
ских аппаратов / науч. ред. И.В.Бармин. - М.: Столичная энци-
клопедия, 2015.
История развития отечественных ракетно-космических
двигательных установок / науч. ред. И.В.Бармин. - М.: Сто-
личная энциклопедия, 2018.
История Российского НИИ КП. Вып. 1,2.- М.: Персинг,
1994,1996.
История 4 Центрального научно-исследовательского
института Министерства обороны Российской Федерации
(1946-2006) / Под ред. генерал-майора В.В.Василенко. -
ЦИПК РВСН, 2006.
Калашников В.В., Немчинов Б.В., Симонов В.М. Нить Ари-
адны в лабиринте моделирования. - М.: Наука, 1993.
Калинин В.Н, Соколов Б.В. Многомодельный подход
к описанию процессов управления космическими средствами
//Теория и системы управления. -1995, № 1.
Калинин В.Н., Резников Б.А. Теория систем и управления
(структурно-математический подход). - Л.: ВИКИ, 1987.
Каманин Н.П. Скрытый космос. - М.: Информтекст, 1995.
КБ «Южное». Призваны временем. В 2 кн. - Днепропе-
тровск: Арт-Пресс, 2004.
Кандауров Е.В. Инерция мышления в технике И Новости
космонавтики. - 2006, № 8.
Карпенко А.В., Уткин В.Ф., Попов А.Д. Отечественные
стратегические РК: Справочник. - СПб.: Невский бастион -
Гангут, 1999.
Карпов Ю. Имитационное моделирование систем. Вве-
дение в моделирование с AnyLogic. - СПб.: БХВ-Петербург,
2005.
КБ «Южное». Ракеты и космические аппараты. - Днепро-
петровск: Колограф, 2004.
Киндлер Е. Языки моделирования. - М.: Энергоатомиз-
дат, 1985.
Кини Р.Л., РайфаХ. Принятие решений при многих крите-
риях: предпочтения и замещения. - М.: Радио и связь, 1981.
Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Тюлевин С.В., Ткаченко С.И.
От «Союза» к «Союзу-2». «Союз-СТ» в Гвианском космиче-
ском центре И История развития отечественного ракетостро-
ения. Т. 1. - М.: Столичная энциклопедия, 2014.
Кирилин А.Н. Самарские ступени «семерки» / Кири-
лин А.Н., Ахметов Р.Н., Тюлевин С.В. и др. - Самара: Агни,
2011.
Командно-измерительные системы и наземные комплек-
сы управления космическими аппаратами. - М.: МГУЛ, 2003.
Коноплев Б.М. Вопросы радиоуправления дальними ра-
кетами. НИИ-885.1950.
Конструирование автоматических космических аппара-
тов / Д.И. Козлов, Г.П. Аншаков, В.Ф.Агарков и др. / Под ред.
Д.И.Козлова. - М.: Машиностроение, 1996.
Космические системы наблюдения: Синтез и моделиро-
вание / А.А.Лебедев, О.П.Нестеренко. - М.: Машиностроение,
1991.
Космический комплекс гидрометеорологического и оке-
анографического обеспечения «Метеор-ЗМ» с космическим
аппаратом «Метеор-М» № 1: Справочные материалы. - М.:
ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009.
Космический комплекс гидрометеорологического и оке-
анографического обеспечения «Метеор-ЗМ» с космическим
аппаратом «Метеор-М» № 2: Справочные материалы - М.:
«ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», 2014.
577
Литература
Космический комплекс гидрометеорологического и оке-
анографического обеспечения «Метеор-ЗМ» с космическим
аппаратом «Метеор-М» № 2-1: Справочные материалы - М.:
«ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», 2017.
Космический комплекс оперативного мониторинга тех-
ногенных и природных чрезвычайных ситуаций «Канопус-В»
с космическим аппаратом «Канопус-В» № 1: Справочные ма-
териалы. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2011.
Космический комплекс оперативного мониторинга тех-
ногенных и природных чрезвычайных ситуаций «Канопус-В»
с космическими аппаратами «Канопус-В» № 3 и № 4. - М.: АО
«Корпорация «ВНИИЭМ», 2017.
Космический комплекс оперативного мониторинга тех-
ногенных и природных чрезвычайных ситуаций «Канопус-В»
с космическим аппаратом «Канопус-В-ИК». - М.: АО «Корпо-
рация «ВНИИЭМ», 2017.
Космический комплекс оперативного мониторинга тех-
ногенных и природных чрезвычайных ситуаций «Канопус-В»
с космическими аппаратами «Канопус-В» № 5 и № 6. - М.: АО
«Корпорация «ВНИИЭМ», 2018.
Космический полет НПО им. С.АЛавочкина. - М.: Блок-
Информ-Экспресс, 2007.
Космонавтика и ракетно-космическая промышленность.
В 2 кн. / Авт. колл. Н.П.Колесников (рук.), А.Ю.Андреевцев,
Г.Г.Ступак и др. - М.: Машиностроение, 2003.
Колотилов В.А.К истории организации связи на КИП-16. -
М., 2001.
Космические войска/ Авт. колл. А.Н.Перминов (рук.),
С.Д.Авраменко, А.Н.Гарбарь и др. - М., 2003.
Космонавтика и ракетостроение России. Биографическая
энциклопедия. - М.: Столичная энциклопедия, 2011.
Космонавтика на рубеже тысячелетий / Киселев А.И.,
Медведев А.А., Меньшиков В.А.. - М.: Машиностроение-По-
лет, 2001.
Кравец В.Г. Основы управления космическими полетами
/ В.Г.Кравец, В.ЕЛюбинский. - М.: Машиностроение, 1983.
Краснознаменск - Наукоград космический / Никола-
ев А.В., Западинский А.Б. и др. - М., 2001.
Краснощеков П.С., Петров А.А. Принципы построения мо-
делей. - М.: Фазис, 2000.
Крючков Ю.И., Кузнецов В.И. Исследования эффектив-
ности вооружения. М.: ВА РВСН им. Ф.Э.Дзержинского, 1980.
Кузнецов В.П. Воспоминания очевидца. - М., 2001.
Ларичев О.И. Теория и методы принятия решений. - М.:
Логос, 2000.
Лескин А.А. Алгебраические модели гибких производ-
ственных систем. - Л.: Наука, 1986.
Липаев В.В. Оценка качества программных изделий. - М.:
ЭРИС, 2001.
Ловцов Д.А., Семеряко И.И. Имитационное моделирова-
ние выработки решений АСУ (операционный подход). — М.:
Министерство обороны СССР, 1989.
Лысенко Л.Н., Бетанов В.В., Звягин Ф.В. Теоретические
основы баллистико-навигационного обеспечения космиче-
ских полетов. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2014.
Макаренко Д.М., Потюпкин А.Ю. На орбитальных рубе-
жах. - М.: Academia, 2008.
Макриденко Л.А., Волков С.Н., Горбунов А.В., Ходнен-
ко В.П. Начало отечественной космической метеорологии
И Вопросы электромеханики. Труды НПП ВНИИЭМ. - 2012.
Т. 131, № 5.
Макриденко Л.А., Волков С.Н., Горбунов А.В., Ходнен-
ко В.П., Салихов Р.С. Государственная метеорологическая
космическая система «Метеор-2» И Вопросы электромехани-
ки. Труды НПП ВНИИЭМ. - 2013. Т. 137, № 6.
Макриденко Л.А., Волков С.Н., Горбунов А.В., Ходнен-
ко В.П., Салихов Р.С. Оперативный метеорологический кос-
мический аппарат второго поколения «Метеор-2» И Вопросы
электромеханики. Труды НПП ВНИИЭМ.-2013. Т. 136, № 5.
Материалы 1, 2, 3, 4-й Всероссийской научно-практиче-
ской конференции «Имитационное моделирование. Теория и
практика». Т. 1-2 - СПб.: ФГУП «ЦНИИ технологии судострое-
ния». 2003,2005, 2007, 2009, 2011, 2013 (www.simulation.su).
Машинные имитационные эксперименты с моделями
экономических систем Я.Нейлор, Дж. Б ото н, Д.Бердик и др.
-М.: Мир, 1975.
Международный проект - СЧ НИР «Мониторинг - Со-
разработка методического обеспечения и экспериментально-
го программного комплекса для анализа и прогнозирования
надежностных характеристик бортовой аппаратуры маломас-
согабаритных космических аппаратов на различных эта-
пах жизненного цикла». Заказчик - НИИКС; исполнитель
- СПИИРАН. - СПб.: СПИИРАН 2014.
Месарович М., Такахара Я. Общая теория систем: матема-
тические основы: Пер. с англ. - М.: Мир, 1978.
Микони С.В. Многокритериальный выбор на конечном
множестве альтернатив: Учебное пособие. - СПб.: Лань, 2009.
Микрин Е.А. Бортовые комплексы управления космических
аппаратов: учебное пособие: - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2014.
Микрин Е.А., Михайлов М.В. Навигация космических
аппаратов по измерениям от глобальных спутниковых на-
вигационных систем: Учебное пособие. - М.: МГТУ им.
Н.Э.Баумана, 2017.
Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение,
сближение и спуск космических аппаратов по измерениям от
глобальных спутниковых навигационных систем: Учебное по-
собие. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2017.
Минаков Е.П. Методы исследования эффективности
применения организационно-технических систем космиче-
ского назначения: Учебник / Е.П.Минаков, И.Ш.Шафигуллин,
А.М.Зубачев. - СПб.: ВКА имени А.Ф.Можайского, 2016.
Мировая пилотируемая космонавтика. - М.: РТСофт,
2005.
МИТ на стратегическом направлении. - М.: Интервестник,
2006.
МКС «Энергия-Буран». - М.: ОмВ-Луч, 2004.
Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Под ред.
Ю.П.Семенова. - М.: Машиностроение, 1995.
МО РФ. Военный энциклопедический словарь РВСН. - М.:
БРЭ, 1999.
Мостовой Я.А. Управление сложными техническими си-
стемами: конструирование программного обеспечения спут-
ников ДЗЗ: Монография / Я.А.Мостовой. - М.: Техносфера,
2016.
Муранов А.А. Оценивание динамических процессов в си-
стемах управления расходованием топлива моноблочных
жидкостных ракет-носителей при летно-конструкторских ис-
пытаниях И Проблемы управления. - 2017, № 3. - С. 64-69.
Надежность и эффективность в технике: Справочник
в 10 т. / Ред. совет: В.С.Авдуевский (пред.) и др. Т. 3. Эф-
фективность технических систем / Под общ. ред. В.Ф.Уткина,
Ю.В.Крючкова. - М.: Машиностроение, 1988.
578
Приложение 3
На стратегическом направлении. Посвящается 60-летию
Московского института теплотехники. - М.: Интервестник,
2006.
Начало космической эры. - М.: РНИИЦКД, 1994.
Неусыпин К.А., Пролетарский А.В., Никифоров В.М. Ис-
следование и разработка систем управления и навигационных
комплексов летательных аппаратов. - М.: ИИУ МГОУ, 2014.
Нечеткие множества в моделях управления и искусствен-
ного интеллекта / Под ред. ДАПоспелова. - М.: Наука, 1986.
НПО им. С.А.Лавочкина. На земле, в небе и в космосе. -
М.: Блок-Информ-Экспресс», 2002.
НПП «Хартрон». Хроника дат и событий. 1959-2002: Ком-
пьют. набор, верстка. - Харьков, 2002.
Опытно-конструкторская работа № 6-12 «Разработка
комплекса методик и прототипа программного обеспечения
для решения задач расчета, анализа и оптимизации показате-
лей качества функционирования АСУ КА в штатных и задан-
ных условиях функционирования». Заказчик-ФГУП «ЦНИРТИ
им. академика А.И.Берга; исполнитель - СПИИРАН. - СПб.:
СПИИРАН, 2013.
Остапенко О.Н. Информационно-космическое обеспече-
ние группировок войск (сил) ВС РФ: учебно-научное издание
/ О.Н. Остапенко, С.В.Баушев, И.В. Морозов. — СПб.: Люба-
вич, 2012.
Отечественная радиолокация. Биографическая энцикло-
педия / Под. ред. Ю.И.Борисова. - М.: Столичная энциклопе-
дия, 2011.
Отчет о разработке системы управления изделия 8К71.
НИИ-885.1957.
Охтилев М.Ю., Соколов Б.В., Юсупов Р.М. Интеллекту-
альные технологии мониторинга и управления структурной
динамикой сложных технических объектов. - М.: Наука, 2006.
Павловский Ю.А. Имитационные модели и системы. - М.:
Фазис, 2000.
Перегудов Ф.И., Тарасенко Ф.П. Введение в системный
анализ. - М.: Высшая школа, 1989.
Петров Б.Н. О построении и преобразовании структурных
схем И Известия ОТН. -1945, № 12.
Петров Б.Н., Портнов-Соколов Ю.П., Андриенко А.Я.,
Иванов В.П. Бортовые терминальные системы управления
(принципы построения и элементы теории). - М.: Машино-
строение, 1983.
Петров Б.Н., Портнов-Соколов Ю.П., Андриенко А.Я., Ива-
нов В.П. Проблемы гибкости и надежности управления в те-
ории бортовых терминальных систем // Автоматика и теле-
механика.-1981, № 2.
Петров Б.Н., Портнов-Соколов Ю.П., Марков В.Н., Чац-
кин А.Н. Сводный отчет по исследованию динамики системы
регулирования опорожнения баков изделия 8К51-РД. Руко-
пись. - Институт автоматики и телемеханики АН СССР, 1956.
Петров Б.Н., Портнов-Соколов Ю.П. Методика обработки
данных летных испытаний СОБ изделия 8К51-РД. Рукопись. -
Институт автоматики и телемеханики АН СССР, 1956.
Петухов Г.Б. Основы теории эффективности целенаправ-
ленных процессов. Ч. 1. Методология, методы, модели. - Л:
ВИКА им. А.Ф.Можайского, 1989.
Петухов Г.Б., Якунин В.И. Методологические основы
внешнего проектирования целенаправленных процессов и
целеустремленных систем. - М.: ACT, 2006.
Пионеры ракетно-космической гироскопии / Под ред.
И.Н.Сапожникова. - М.: РЕСТАРТ, 2009.
Покровский Б.А. Космос начинается на Земле. - М.: Па-
триот, 1996.
Полигон особой важности. К 40-летию Государственного
испытательного полигона МО РФ. - М.: Согласие, 1971.
Полляк Ю.Г. Вероятностное моделирование на электрон-
ных вычислительных машинах. - М.: Сов. радио, 1971.
Порошков В.В. НИП-1 и первые спутники Земли. - М.,
2001.
Портнов-Соколов Ю.П. Мощная жидкостная ракетная
двигательная установка как объект регулирования и разра-
ботка рациональных методов ее автоматического регулиро-
вания. Диссертация на соискание ученой степени кандидата
технических наук. - Институт автоматики и телемеханики
АН СССР, 1954.
Портнов-Соколов Ю.П. Принципы построения и этапы
создания системы СОБИС ракеты-носителя Р-7. XXI Научные
чтения по космонавтике, посвященные памяти академика
С.П.Королева. 1997.
Принципы квалиметрии моделей / Р.М.Юсупов,
В.В.Иванищев, В.И.Костельцев, А.И.Суворов ИIV СПб Между-
народная конференция «Региональная информатика-95»:
Тезисы докладов. - СПб., 1995.
Приоритет - точность / Под ред. И.Н.Сапожникова - М.:
РЕСТАРТ, 2006.
Программно-математическое обеспечение автоматизи-
рованной системы управления космическими аппаратами
/ Под общ. ред. ДАЛовцова. - М.: Военная академия имени
Ф.Э.Дзержинского, 1995.
Радиосистемы межпланетных космических аппаратов /
Под общ. ред. А.С.Виницкого. - М.: Радио и связь, 1993.
Радиотехника. -1998, № 1.
Ракетный щит Отечества / под ред. В.Н.Яковлева. - М.:
ЦИПК РВСН, 1999.
Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Управление ориентацией кос-
мических аппаратов. - М.: Наука, 1974.
РКА: 50 лет впереди своего века. 1946-1996. - М.: Меж-
дународная программа образования, 1998.
РКК «Энергия». 1946-1996. - М.: Менонсовполиграф,
1996.
РКК «Энергия». 1996-2001. На рубеже двух веков. - Ека-
теринбург: Полигон-принт, 2001.
Ростовцев Ю.Г. Основы построения автоматизированных
систем сбора и обработки информации. - СПб.: ВИКИ, 1992.
Ростовцев Ю.Г., Юсупов Р.М. Проблема обеспечения
адекватности субъектно-объектного моделирования И Изве-
стия вузов. Приборостроение. -1991, № 7. - С. 7-14.
Рыбина Г.В., Рыбин В.М.. Паронджанов С.С., Со Ти Ха
Аунг. Имитационное моделирование внешнего мира при по-
строении динамических интегрированных экспертных систем
И Информационно-измерительные и управляющие системы.
-Т.12, №12.-2014.-С. 3-15.
Ряжских А.А. Посмотри вперед и оглянись назад. В 2 кн.
- М.: Вагриус, 2004.
Савин Г.И. Системное моделирование сложных процес-
сов. - М.: Фазис, 2000.
Самарский А.А., Михайлов А.П. Математическое модели-
рование: Идеи. Методы. Примеры. - М.: Физматлит, 2001.
Связь России. Биографическая энциклопедия. - М.: Сто-
личная энциклопедия, 2008.
Сенкевич В.П. Космонавтика: системный анализ и инфор-
мация.-М.: ЦНИИМАШ, 1997.
579
Литература
Скатведт К. Неиспользуемые остатки топлива И Двига-
тельные установки ракет на жидком топливе - М.: Мир. 1966.
Скурихин В.И., Забродский В.А., Копейченко Ю.В. Адап-
тивные системы управления машиностроительным произ-
водством. - М.: Машиностроение, 1989.
Создатели ракетно-ядерного оружия и ветераны-ракетчи-
ки рассказывают. - ЦИПК, 1996.
Соколов Б. В., Юсупов Р.М. Концептуальные основы
оценивания и анализа качества моделей и полимодельных
комплексов И Теория и системы управления. - 2004, № 6. -
С. 5-16.
Соколов Б.В., Юсупов Р.М. Комплексное моделирование
функционирования автоматизированной системы управле-
ния навигационными космическими аппаратами И Проблемы
управления и информатики. - 2002, № 5.
Соломонов Ю.С., Никулин С.П. Комплексы «Тополь-М»,
РС-24 «Ярс», «Булава-30» И История развития отече-
ственного ракетостроения. - М.: Столичная энциклопедия,
2014.
Сомов Е.И., Бутырин С.А., Платонов В.Н., Сорокин А.В.
Управление силовыми гирокомплексами космических аппа-
ратов И Труды X Санкт-Петербургской международной кон-
ференции по интегрированным навигационным системам.
- СПб.: ГНЦ РФ «ЦНИИ «Электроприбор», 2003.
Сорокин А.В., Башкеев Н.И. Сравнительный анализ сило-
вых гироскопических комплексов высокодинамичных косми-
ческих аппаратов И Труды X Санкт-Петербургской междуна-
родной конференции по интегрированным навигационным
системам. - СПб.: ГНЦ РФ «ЦНИИ «Электроприбор», 2003.
Сорок пять - сорок пятому. - М.: Знание, 2005.
Составная часть НИР «Разработка технологии имитаци-
онного моделирования производственных комплексов судо-
строительных предприятий». Шифр «Модель-С». Заказчик
- ОАО «Центр технологии судостроения и судоремонта»; ис-
полнитель - СПИИРАН. - СПб.: СПИИРАН 2013 г.
Справочник по безопасности космических полетов
/ Г.Т.Береговой, В.И.Ярополов, И.И.Баранецкий и др. - М.:
Машиностроение, 1989.
Стабилизация, наведение, групповое управление и си-
стемное моделирование БЛА. Современные подходы и ме-
тоды / Под ред. Е.М.Воронова, Е.А.Микрина, Б.В.Обносова.
Т. 1,2. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2018.
Страницы жизни. Воспоминания о В.И.Кузнецове. - М.:
Изд-во НИИПМ, 2003.
Страницы космической истории. Кн. 1.-М.: Издательство
ЦНИИмаш, 2001.
Страницы космической истории. Кн. 2. - М.: Издательство
НТО им. акад. С.И.Вавилова, 2003.
Страницы космической истории. Кн. 3. - М.: Издательство
НТО им. акад. С.И.Вавилова, 2004.
Стратегические ракетные комплексы наземного базиро-
вания. - М.:. Военный парад, 2007.
Тарасенко М.В. Военные аспекты советской космонавти-
ки.-М.: Изд. АПН, 1992.
Теоретические основы проектирования информационно-
управляющих систем космических аппаратов / В.В.Кульба,
Е.А.Микрин, Б.В.Павлов и др. / Под ред. Е.А.Микрина; Ин-т
проблем упр. им. В.А.Трапезникова РАН. - М.: Наука, 2006.
Теория и практика эксплуатации объектов космической
инфраструктуры. Т. 1. Объекты космической инфраструкту-
ры. - СПб.: БХВ-Петербург, 2006.
Техническая документация АО «НИИ ТП».
Технические основы эффективности ракетных систем
/ Е.Б.Волков, В.З.Дворкин, А.И.Прокудин и др. / Под ред.
Е.Б.Волкова. - М.: Машиностроение, 1989.
Технический проект радиоуправления ракеты Р-5.
НИИ-885.1952.
Технология системного моделирования / Е.Ф.Аврамчук,
А.А.ВавиловО, С.В.Емельянов и др. / Под общ. ред.
С.В.Емельянова. - М.: Машиностроение, 1988.
Творцы ракетно-космической техники на космодроме
Байконур. - МУП «Полиграф», 2004.
Токарь Е.Н., Легостаев В.П., Михайлов М.В., Платонов
В.Н. Управление избыточными гиросиловыми системами И
Космические исследования. Т. 18. Вып. 2. -1980.
Трифонов Ю.В. Космические аппараты дистанцион-
ного зондирования Земли. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ»,
2008.
Труды математического института В.А.Стеклова. - 1945.
-Т. 12.-С. 7-25.
Труды НПЦАП. Системы управления 2005-2007 гг.
Тятюшкин А.И. Многометодная технология для расчета
оптимального управления И Теория и системы управления. -
2003, №3.
Уманский С.П. Ракеты-носители и космодромы. - М.: Ре-
старт+, 2001.
Фаворский В.В., Мещеряков И.В. Военно-космические
силы. Кн. 1,2.- СПб.: Наука, 1997.
ФГУП «НПО машиностроения». 60 лет самоотверженного
труда во имя мира. 1944-2004. - М.: Оружие и технологии,
2004.
Ханцеверов Ф.Р., Остроухое В.В. Моделирование косми-
ческих систем изучения природных ресурсов Земли. - М.:
Машиностроение, 1989.
Цвиркун А.Д. Основы синтеза структуры сложных систем.
- М.: Наука, 1982.
Цвиркун А.Д., Акинфиев В.И. Структура многоуровневых
и крупномасштабных систем (синтез и планирование разви-
тия). - М.: Наука, 1993.
Цурков В.И. Динамические задачи большой размерности.
- М.: Наука, 1988.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Горячие дни холодной войны.
- М.: РТСофт, 2007.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Лунная гонка. - М.: РТСофт,
2006.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. От самолетов до ракет. - М.:
РТСофт, 2006.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Подлипки - Капустин Яр - Тю-
ратам. - М.: РТСофт, 2006.
Чикуров В.А. Автоматизированная обработка телеме-
трической информации: Учебник/В.А.Чикуров, В.В.Шмелев,
В.Г.Зиновьев и др. - СПб.: ВКА имени А.Ф.Можайского,
2014.
Шалимов Л.Н., Бельский Л.Н., Кутовой В.М., Тара-
сов И.А., Гохфельд В.Д. Основные принципы построе-
ния интегрированной навигационной системы управ-
ления ракеты-носителя «Союз-2» И Материалы XVIII
Санкт-Петербургской международной конференции. -
СПб.: Электроприбор, 2011.
Шалимов Л.Н., Бельский Л.Н., Кутовой В.М., Тара-
сов И.А., Тукмачев А.Н., Буйначева Н.И., Кокшаров Е.А.,
Норкин В.Г. Некоторые вопросы построения СУ PH «Союз-
580
Приложение 3
2» И Космос для человечества. 1-я конференция МАА-
РАКЦ. 2008.
Шалимов Л.Н., Бельский Л.Н., Кутовой В.М., Тарасов И.А.,
Тукмачев А.Н., Буйначева Н.И., Кокшаров Е.А. Особенности
разработки и построения СУ PH «Союз-2». Материалы кон-
ференции И СамНЦ РАН. - Самара, 2009.
Шеннон Р. Имитационное моделирование - искусство и
наука.-М.: Мир, 1978.
Шрейдер Ю.А., Шаров А.А. Системы и модели. - М.: Ра-
дио и связь, 1982.
Штурманы ракет. - М.: Блок Информ-Экспресс, 2008.
Эскизный проект «Топаз» НИИ-20 МПСС. 1948 г.
Эффективность сложных систем. Динамические модели
/ ВАВиноградов, В.А. Грущанский, С.И.Довгуш и др. - М.: На-
ука, 1989.
Юдин Д.Б., Юдин А.Д. Математики измеряют сложность.
Число и мысль. Вып. 8. - М.: Знание, 1975.
Юсупов Р.М. Стратегическая оборонная инициатива США.
-СПб.: Наука, 2000.
Юсупов Р.М. Элементы теории испытаний и контроля тех-
нических систем / Под ред. Р.М.Юсупова. - М.: Энергия, 1977.
14А14-18-301-93T3. Техническое задание на СЧ ОКР раз-
работка СУ изделия 14А14.
Andrienko A.Ja., Chatskin A.N., Portnov-Sokolov Ju.P. Du-
screte control algorithms for spaceborne terminal systems.
Proceeding of IX International symposium of space technology
and science. Tokyo, 1971.
Petrov B.N., Portnov-Sokolov Ju.P., Andrienko A.Ja. Control
aspect of efficient rocket propulsion systems. Acta Astronautica,
1977, vol. 4, №11-12.
Petrov B.N., Portnov-Sokolov Ju.P., Andrienko A.Ja., Ivanov V.P.
On the reduction of the loss of terminal control accuracy under con-
tingent operating conditions - Proceedings of the XII international
symposium on Space technology and science. - Tokyo, 1977.
581
Основные сокращения
ПРИЛОЖЕНИЕ 4
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
АА - автоматизированный анализ
АВД - аварийное выключение двигателя
АВУ - астровизирующее устройство
АЗ - аппаратура зондирования
АИМ - амплитудно-импульсная модуляция
АКА - автоматический космический аппарат
АКП БНО - автоматизированный комплекс программ балли-
стико-навигационного обеспечения
АЛС - автоматическая лунная станция
AM - аналитическая модель
АМС - автоматическая межпланетная станция
АН - аппаратура наблюдения
АН - Академия наук
АНАВ - Академия наук авиации и воздухоплавания
АНИВС - автоматизированная навигационная информацион-
но-вычислительная система
АНУД - Академия навигации и управления движением
АО - астроориентир
АП - аппарат питания
АПД - аппаратура передачи данных
АПИД - автоматизированный ввод исходных технологиче-
ских данных
АПР - аварийный подрыв ракеты
АПР - автоматическое поддержание работоспособности
АПС - аппаратно-программное средство
АПУ - автономная пусковая установка
АПУ - автономное программное устройство
АР - арифметический расширитель
АРБ - аварийный радиобуй
АРМ - автоматизированное рабочее место
АРТК - аппаратная распределения телевизионных каналов
APT САН - астрорадиотехническая система автономной на-
вигации
АС - автомат стабилизации
АС - американская система
АС - американский сегмент
АСБО - автоматизированная система баллистического обе-
спечения
АСИТО - автоматизированная система телеметрического обе-
спечения
АСКПО - автоматизированная система командно-программ-
ного обеспечения
АСН - автономная спутниковая навигация
АСН - аппаратура спутниковой навигации
АСУ - автоматизированная система управления
АСУПП - автоматизированная система управления пуском и
полетом
АТГ - автономный турбогенератор
АТН - Академия технологических наук
АУВД-автоматическое управление выключением двигателя
АУД - автомат управления дальностью
АУКС - аппаратура усиления и коммутации сигналов
АФУ - антенно-фидерное устройство
АЦК - аналого-цифровой комплекс
АЦПУ - алфавитно-цифровое печатающее устройство
БА - бортовая аппаратура
БАП - блок автоматической подстройки
БАРУ - бортовая аппаратура радиоуправления
БАСУ - бортовая аппаратура системы управления
БАТИ - бортовая адаптивная телеметрическая система
БАУ - блок автономного управления
ББ - боевой блок
БВ - блок выведения
БВДСО - блок включения двигателей системы ориентации
БВК - бортовой вычислительный комплекс
БВС - бортовая вычислительная система
БД - база данных
БДУС - блок датчиков угловой скорости
БЖРК - боевой железнодорожный ракетный комплекс
БИ - баллистическая информация
БИБ - бесплатформенный инерциальный блок
БИВК - баллистический информационно-вычислительный
комплекс
БИК - бортовой информационный комплекс
БИНК- бортовой интегрированный навигационный комплекс
БИНС - бескарданные инерциальные системы
БИНС - бесплатформенная инерциальная навигационная си-
стема
БИРК - бортовой информационный радиотехнический ком-
плекс
БИ РУС - блок индикации режима управляемого спуска
БИС - блок измерения скоростей
БИС - бортовая информационная система
БИСО - бесплатформенная инерциальная система определе-
ния ориентации
БИС-ЭГ - бескарданная инерциальная система на базе элек-
тростатических гироскопов
БИУС ВОА - блок измерителей угловой скорости волоконно-
оптический
БКА - бортовой коммутационный аппарат
БКА-ПМ - периферийные малые блоки БКА
БКА-ЦМ - центральный малый (электронный) блок БКА
БКА-ЦР - центральный релейный блок БКА
БКС - бортовая кабельная сеть
БКУ - бортовой комплекс управления
БЛМ - блок лентопротяжных механизмов
БМК - базовые матричные кристаллы
БМП - быстроменяющиеся параметры
БМС - блок модулей связи
БНО - баллистико-навигационное обеспечение
БОИ - блок обработки информации
БОКЗ - блок определения координат звезд
БПГ - блок питания гироскопа
БПП - бортовая программа полета
БПС - блок подавления сигналов
БР - баллистическая ракета
БРП-СТР-М - блок распределения питания системы термо-
регулирования
БРК - блок разовых команд, боковая радиокоррекция
БРК - боевой ракетный (ретрансляционный) комплекс
582
Приложение 4
БРЛК - бортовой радиолокационный комплекс
БРП - блок распределения питания
БРПЛ - баллистическая ракета для подводных лодок
БРСУ- блок реконфигурации средств управления
БРТК - бортовой радиотехнический комплекс
БРТС - бортовая радиотелеметрическая система
БС - блок сопряжения
БС - боковая скорость
БС - бортовая система
БСВЧ - бортовой стандарт времени и частоты
БСК - базовая система координат
БСК - блок силовой коммутации
БСКВУ - бортовое синхронизирующее координатно-времен-
ное устройство
БСКУ - бортовая система контроля и управления
БСТИ - бортовая система телеметрических измерений
БСУ - бортовое синхронизирующее устройство
БТВК - бортовой телевизионный комплекс
БУ - блок управления
БУА - блок управления антенной
БУБК - блок управления бортовым комплексом
БУЗВ - блок управления записью и воспроизведением
БУП - блок управления приводом
БУПП - блок управления пиропатронами
БУС - блок устройств согласования
БУС - бортовая управляющая система
БУСО - блок управления системой ориентации
БФ - батарея фотоэлектрическая
БФКДУ - блок формирования команд двигательной установ-
ки
БЦ - баллистический центр
БЦВК - бортовой цифровой вычислительный комплекс
БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина
БЦВС - бортовая цифровая вычислительная система
БШВ - бортовая шкала времени
БЭ - блок электроники
ВА - возвращаемый аппарат
ВДУ - выносная двигательная установка
ВИП - вторичный источник питания
ВК - вычислительный комплекс
ВКД- внекорабельная деятельность
ВМ - видеомонитор
ВНА - всенаправленные антенны
ВНИИФТРИ - Всесоюзный НИИ физико-технических и ра-
диоизмерений АН СССР
ВОГ - волоконно-оптический гироскоп
ВОД - волоконно-оптический датчик
ВРК - временное разделение каналов
ВС - Вооруженные Силы
ВТИ - внешнее траекторное измерение
ВУ - вычислительное устройство
ВЦ - вычислительный центр
ВЭИ - Всероссийский электротехнический институт
ВЭП КП - высокоэнергетические протоны космического про-
странства
ГБ - головной блок
ГВ - гировертикант
ГГ - гирогоризонт
ГГАК - гелиогеофизический аппаратурный комплекс
ГИ - гироинтегратор
ГИВУС - гироскопический измеритель вектора угловой скорости
ГИЦ (ИУ КС) МО - Главный испытательный центр испытаний
и управления космическими средствами Министерства обо-
роны
ГК - термоконтейнер
ГЛОНАСС - Глобальная навигационная спутниковая система
ГМ - гибридное моделирование
ГМКС - Государственная метеокосмическая система
ГНИИЦ КС - Главный научно-исследовательский испытатель-
ный центр космических средств
ГНСС - глобальная навигационная спутниковая система
ГО - головной обтекатель
ГО - гравитационная ориентация
ГОГУ - главные оперативные группы управления
ГОМС - Геостационарный оперативный метеорологический
спутник
ГОСИ ГМ - Головная организация в Системе информации Го-
ловного министерства
ГОСК - гармоническая орбитальная система координат
ГосНАКУ - государственный наземный автоматизированный
комплекс управления
ГПИ - генератор программированных импульсов
ГПО - герметичный приборный отсек
ГСО - геостационарная орбита
ГСП - гиростабилизированная платформа
ГУКОС - Главное управление космических средств
ГЧ - головная часть
ГШ - Генеральный штаб
ГШ - гравитационная штанга
ДБЦ - дублирующий баллистический центр
ДГЗ - датчик горизонта Земли
ДГР - двигатель глубокого регулирования
ДД - датчик давления
ДЗЗ - дистанционное зондирование Земли
ДИ - диагностическая информация
ДКУ - дежурное командное устройство
ДЛУ - датчик линейных ускорений
ДН - диаграмма направленности
ДНГ - динамически настраиваемые гироскопы
ДНС - датчик направления на Солнце
ДО - двигатель ориентации
ДОС - долговременная орбитальная станция
ДОФМ - двойная относительная фазовая модуляция
ДПЗ - датчик Полярной звезды
ДРГО - двухроторная гироорбита
ДРС - датчик регулятора скорости
ДСОТ - дистанционная система определения точности
ДСУ - дискретные системы управления
ДУ - датчик угла
ДУ - двигательная установка
ДУС - датчик угловой скорости
ЕКА - Европейское космическое агентство
ECI/IMO - Единая государственная система информации об
обстановке в Мировом океане
ЕС КВО - Единая система координатно-временного обеспе-
чения
ЕТРИС - единая территориально-распределенная информа-
ционная система
ЕЦУП - Единый центр управления полетами
ЖРД - жидкостный реактивный двигатель
ЖРДМТ - жидкостные реактивные двигатели малой тяги
ЗАТЭМ - Завод точной электромеханики
583
Основные сокращения
ЗГ - запоминающий гироскоп
ЗД - звездный датчик
ЗИС - закладочно-измерительная станция
ЗК - звездный координатор
ЗПУ - запасной пункт управления
ЗРВ - зона радиовидимости
ЗС КИС - земные станции командно-измерительных систем
ЗУ - запоминающее устройство
ЗУР - зенитные управляемые ракеты
ИВК - испытательно-вычислительный комплекс
ИВК-ЗИ - технологический наземный испытательно-вычис-
лительный комплекс
ИВС - информационно-вычислительная система
ИВЦ - информационно-вычислительный центр
ИГ - интегратор продольных ускорений
ИДВМ - инерционный датчик временных меток
ИИО - инерционные исполнительные органы
ИИС - информационно-измерительные системы
ИИТ - интеллектуальные информационные технологии
ИК-инфракрасный
ИКВ - инфракрасная вертикаль
ИК ПМВ - инфракрасный построитель местной вертикали
ИКФС - инфракрасный Фурье-спектрометр
ИЛУ - измеритель линейных ускорений
ИМ - имитационная модель
ИнПУ - интегрированный пульт управления
ИО - исполнительные органы
ИОК - информация обратного канала
ИОК - информация оперативного контроля
ИП - измерительный пункт
ИПО - испытательное программное обеспечение
ИПРЗ - исследование природных ресурсов Земли
ИРЗ - Ижевский радиозавод
ИСАД - измерительная система абсолютного давления
ИСЗ - искусственный спутник Земли
ИСК - инерциальная система координат
ИСЛ - искусственный спутник Луны
ИСП - измеритель солнечного баланса
ИТНП - измерение текущих навигационных параметров
ИУС - информационные управляющие системы
ИУС ВОА - измеритель угловой скорости волоконно-оптиче-
ский с акселерометрами
КА - космический аппарат
КАН - космический аппарат наблюдения
КБЭ - Конструкторское бюро электроприборостроения
КВИО - комплекс внешних информационных обменов
КВО - круговое вероятное отклонение
КВУ - командно-вычислительное устройство
КВЦ - командно-вычислительный (координационный вычис-
лительный) центр
КДУ - корректирующая двигательная установка
КЗС - конец зоны связи
KI/I - канал измерительный
КИ - контрольная (космическая) информация
КИВК - Командный информационно-вычислительный ком-
плекс
КИК - Командно-измерительный комплекс
КИМ - кодово-импульсная модуляция
КИМ - комплекс имитационного моделирования
КИП - командно-измерительный пункт
КИП - коэффициент использования поверхности
КИС - командно-измерительная станция
КК - космический комплекс
КК - космический корабль
ККМ - комплекс комбинированного моделирования
ККП - комплекс командных приборов
КЛА - космический летательный аппарат
КМ - командная матрица
КМ - комплексное моделирование
КМС - комплексный моделирующий стенд
КМСС - комплекс многофункциональной спектральной съем-
ки
КНД - коэффициент направленного действия
КО - канал обзорный
КО - космический объект
КОАП - комплекс отработки аппаратуры и программ
КОС - квантово-оптические станции
КОСПАС - космическая система поиска аварийных судов
КП - командный пункт
КПИ - командно-программная информация
ЕПО - командно-программное обеспечение
КПП ПК - командно-программная информация прямого ка-
нала
КПРЛ - командно-программная радиолиния
КПТРЛ - командно-программная радиолиния и траекторные
измерения
КПЦ - командный пункт Центра КИК
КПЭО - комплексный план экспериментальной отработки
КРК - космический ракетный комплекс
КРЛ - командная радиолиния
КРТР - космическая радиотехническая разведка
КС - камера сгорания
КС - комплексный стенд
КС - космические средства
КСА - комплекс средств автоматизации
КСИСО - комплекс средств измерения, сбора и обработки
информации
КСМ - код оцифровки секундной метки
КСО - контроллер системы ориентации
КСр и КС - космические средства и космические системы
КУ - команда управления
КУНС - командно-управляющая навигационная система
КФП - корреляционно-фазовый пеленгатор
ЛА - летательный аппарат
ЛВС - локально-вычислительная сеть
ЛИ - летные испытания
ЛИИ - Летно-исследовательский институт им. М.М.Громова
ЛКИ - летно-конструкторские испытания
ЛНИВЦ - Ленинградский научно-исследовательский вычис-
лительный центр
ЛНИСП-лазерный наземный измерительно-связный пункт
ЛОК-лунный орбитальный корабль
ЛПИ - линия передачи информации
МАСП - малогабаритные авиационные средства поражения
МБ - модуль базовый
МБИС - малогабаритный блок измерения скорости
МБИТС - бортовая информационно-телеметрическая систе-
ма
МБР - межконтинентальная баллистическая ракета
МБС - межблочная синхронизация
МВК - многопроцессорный вычислительный комплекс
МВС - магистральные внутренние связи
584
Приложение 4
МГБГ - Межведомственная главная баллистическая группа
МГХ - массогабаритные характеристики
МД - маршевый двигатель
МЗИС - модернизированная закладочно-измерительная
станция
МИД - массив исходных данных
МИК - монтажно-испытательный комплекс
МИОП - моделирование и информационное обеспечение по-
летов
МИП с ГСП - мобильный измерительный пункт с гиростаби-
лизированной платформой
МИТ - Московский институт теплотехники
МКА - малый (маломассогабаритный) космический аппарат
МКА-ФКИ - малый космический аппарат для фундаменталь-
ных космических исследований
МКВЦ - Международный координационно-вычислительный
центр
МКК - многоразовый космический корабль
МКО - мультиплексный канал обмена
МКОС - модернизированная квантово-оптическая система
МКС - многоразовая космическая система
МКУ - модуль команд управления
МЛМ - многоцелевой лабораторный модуль
ММП - медленноменяющиеся параметры
МНА - малонаправленные антенны
МО - магнитная ориентация
МО - математическое обеспечение
МО - Министерство обороны
МОМ - Министерство общего машиностроения
МОП - Министерство оборонной промышленности
МП - магнитный подвес
МПЗ - массив полетного задания
МПИ - магистральный последовательный интерфейс
МПИ - массив программной информации
МПК-многофункциональный программируемый контроллер
МПР - модуль пакетного распаковщика
МПРС - малогабаритная приемо-регистрирующая станция
МПУ - многоканальное приемное устройство
МПУ - модуль пакетного упаковщика
МПРС - малогабаритная приемо-регистрирующая станция
МРК - магистральный радиокомплекс
МС - магнитный спектрометр
МСП - Министерство судостроительной промышленности
МССПД - мультисервисная сеть связи и передачи данных
МССТИ - многоканальная система сбора телеметрической
информации
МСУ-МК - многозональное сканирующее широкозахватное
устройство
МСУ-МР - многозональное сканирующее устройство малого
разрешения
МСУ-С - многозональное сканирующее устройство среднего
разрешения с плоскостной разверткой
МСУ-СК - многозональное сканирующее устройство средне-
го разрешения с конической разверткой
МСУ-Э - многозональное сканирующее устройство высокого
разрешения
МТВЗА - модуль температурно-влажностного зондирования
атмосферы
МТКК- многоразовый транспортный космический корабль
МТМ - модуль терминала магистрали
МЦИ - массив цифровой информации
МШМ - малогабаритный шаговый мотор
МЭ - модуль электроники
НА - наземная аппаратура
НАКУ - наземный автоматический комплекс управления
НАС - наземная антенна связи
НАСУ - наземная аппаратура системы управления
НБО - навигационно-баллистическое обеспечение
НИ - навигационные измерения
НИИ АП - Научно-исследовательский институт автоматики и
приборостроения
НИИ ПМ - Научно-исследовательский институт прикладной
механики
НИИ ТП - Научно-исследовательский институт точных при-
боров
НИО - наземное испытательное оборудование
НИП - научно-измерительный пункт
НИС - научно-исследовательское судно
НИС - нуль интеграторов скорости
НКВЧ - Научная координационно-вычислительная часть
НКИК - наземный командно-измерительный комплекс
НКИС - наземная командно-измерительная система
НКО - наземный комплекс отладки
НКПОР - наземный комплекс приема обработки и распро-
странения информации
НКУ - наземный комплекс управления
НП - неориентированный полет
НПИ - научно-прикладные исследования
НПО АП - Научно-производственное объединение автоматики
и приборостроения
НПО ИТ - Научно-производственное объединение измери-
тельной техники
НППК - наземный проверочно-пусковой комплекс
НПРА- наземный прибор релейной автоматики
НПЦК- наземный прибор цифрового комплекса
НС - наземная станция, нештатная ситуация
НС - нормальная скорость
НСКМ - наземная станция контроля и мониторинга
НСКУ ВАМИ - наземная станция контроля и управления бор-
товой аппаратурой межспутниковых измерений
НССС - низкоорбитальная спутниковая система связи
НСУ - наземная система управления
НСФШВ - наземные средства формирования шкалы времени
НСЭН - научное и социально-экономическое назначение
НТК СИ - наземный технологический комплекс системы из-
мерений
НУ - начальные условия
НЦВМ - наземная цифровая вычислительная машина
НЦ ОМЗ - Научный центр оперативного мониторинга Земли
НШВ - наземная шкала времени
ОБ - оптический блок
ОБО - объект обслуживания
ОГ - оперативная группа
ОГ - орбитальная группировка
ОГС - одноосный гиростабилизатор
ОД - оптический датчик
ОД-Ин - оперативный дежурный-информатор
ОДП - ориентированный дежурный полет
ОЗС - объединенная земная станция
ОЗУ - оперативное запоминающее устройство
ОК - обратный канал
ОК - орбитальный корабль
585
Основные сокращения
ОКВС - оперативно-командная внутренняя связь
ОКИК-отдельный командно-измерительный комплекс
ОКП - оперативный комплекс программ
ОКР - опытно-конструкторская разработка
ОКС - орбитальная космическая станция
ОКТ - окончание компонентов топлива
0МБ - оптико-механический блок
ОНА - остронаправленные антенны
ОНИП - отдельный научно-исследовательский пункт
ОНО - одномоментное навигационное определение
OOP - организация оперативных работ
ОПК - орбитальный пилотируемый комплекс
ОПМ - отделение прикладной математики
ОПО - общее программное обеспечение
ОПС - орбитальная пилотируемая станция
ОпСК - опорная система координат
ОПУ - опорно-поворотное устройство
ОС - операционная система
ОС - организующая система
ОС - ответное слово
ОСК - орбитальная система координат
ОСО - основная система ориентации
ОСРВ - операционная система реального времени
ОТ МКА - опытно-технологический малый космический ап-
парат
ОТР - оперативно-техническое руководство
ОУ - оконечное устройство
ОФМ - относительная фазовая модуляция
ПА - преобразователь абонентов
ПВБ - пожаровзрывобезопасный
ПВС - периферийная вычислительная система
ПВУ - программно-временное устройство
ПБС - привод батарей солнечных
ПГ - полезный груз
ПГРК - подвижной грунтовой ракетный комплекс
ПГСП - пневмогидравлическая система подачи
ПЗВ - прибор звездный
ПЗУ - постоянное (полупроводниковое) запоминающее
устройство
ПИД - поддержание избыточного давления
ПК - программная команда, программный комплекс
ПК - производственный комплекс
ПКК- пилотируемый космический корабль (комплекс)
ПКК - плата контроля команд
ПКТИ - перебазируемый комплекс телеметрических измерений
ПМ - программный модуль
ПМВ - построитель местной вертикали
ПММ - полная математическая модель
ПМО - программно-математическое обеспечение
ПМС - принцип максимальной сложности
ПН - полезная нагрузка
ПН КИС - передвижная наземная комплексно-измерительная
станция
ПО - программное обеспечение
ПОЖ - программа обеспечения живучести
ПОЗ - прибор ориентации на Землю
ПОСст - прибор ориентации на Солнце статический
ПП - программа полета, полный поток
ППЗ - прибор ориентации на Полярную звезду
ППЗУ - программируемое постоянное запоминающее устрой-
ство
ППД- процессор передачи данных
ППК - программный поворот по крену
ППКН - программа повышения качества и надежности
ППСБ - перекладка панелей солнечных батарей
ППУ - приемопередающее устройство
ПРИ - преобразователь информации
ПРД - передающее устройство
ПРК - плата распределения команд
ПРМ - принимающее устройство
ПРО - противоракетная оборона
ПРОЗ - предварительная ориентация на Землю
ПРС - привод регулятора кажущейся скорости
ПРЦ - приемный радиоцентр
ПС - периферическая оптическая система
ПС - пневмосистема
ПСБ - панель солнечных батарей
ПСД - платформа сбора данных
ПСК - поисково-спасательный комплекс
ПСК - программная (приборная) система координат
ПСНВ - подсистема спутниковой навигации и времени
ПСО - постоянная солнечная ориентация
ПСП - предстартовая подготовка
ПСУ - преобразователь сигналов ускорения
ПТДУ - пороховая тормозная двигательная установка
ПТР - программный токораспределитель
ПУ - плата управления
ПУУД - программа управления угловым движением
ПФК - плата формирования команд
ПФЯВ - поражающие факторы ядерного взрыва
РАКЦ - Российская академия космонавтики им
К.Э.Циолковского
РБ - разгонный блок
РВ - Ракетные войска
РВВ - радиовертикаль-высотомер
РВСН - Ракетные войска стратегического назначения
РГЧ - разделяющаяся головная часть
РД - реактивный двигатель
РДО - режим дежурной ориентации
РЗ - режим закрутки
РК - разовая команда
РКА - Российское космическое агентство
РКД - результаты космической деятельности
РКК - ракетно-космический комплекс
РКН - ракета космического назначения
РКО - радиоконтроль орбиты
РКС - разовая команда сообщения
РКС - регулирования кажущейся скорости
РКТ - ракетно-космическая техника
РК-СМ - радиокомплекс поиска и спасания модернизирован-
ный
РЛС - радиолокационная станция
РЛЦИ - радиолиния передачи целевой информации
РМК- радиационно-метрический комплекс
PH - ракета-носитель
РНОЗ - режим начальной ориентации на Землю
РНОС - режим начальной ориентации на Солнце
РОЗ - режим ориентации на Землю
РП - рабочая программа
РРСУ-Х - российский региональный сектор управления в
Хьюстоне
PC - российская система
586
Приложение 4
PC - российский сегмент
РСА - радиолокатор с синтезированной апертурой антенны
РСД - ракета средней дальности
РСН - равносигнальное направление
РСО - резервная система ориентации
РСС - расписание сеансов связи
РСУ - распределенная система управления
PTI/I - радиотехнические испытания
РТЛ - радиотелеметрия
РТК - радиотехнический комплекс
РТС - радиотелеметрическая система
РТС - режим трехосной стабилизации
РУ - режим успокоения
РУД - ручка управления движением
РУО - ручка управления ориентацией
РФ - Российская Федерация
РЦУП - резервный центр управления полетами
РЩП - распределительный щиток питания
СА - спускаемый аппарат
САР - система автоматического регулирования
САС - срок активного существования
СБИ - система бортовых измерений
СБУ - система боевого управления
СВ - сверка времени
СВИ - система взаимных измерений
СВП - система взаимодействия пользователей
СГК - сектор главного конструктора
СГК - силовой гироскопический комплекс
СГП - силовой гироскопический прибор
СГУ - силовое гироскопическое устройство
СД - солнечный датчик
СДУК - система дистанционного управления ракетными ком-
плексами
СДЭР - синхронный двигатель с электромагнитной редукцией
СЕВ - Служба единого времени
СЗСИ - система записи и спасения информации
СИО - система исполнительных органов
СИПС - система измерения приращения скорости
СИТО - система информационно-телеметрического обеспе-
чения
СК - солнечный координатор, служебная команда
СК - спускаемая капсула
СК - стартовый комплекс
СКД - система контроля и диагностики
СКМ - сброс кинематического момента
СКТ - стабилизатор курса и тангажа
СКТО - субкомплекс телевизионного отображения
СКУ - согласующее коммутационное устройство
СЛК - силовой логический коммутатор
СМ - секундная метка
СМ - служебный модуль
СМО - специальное математическое обеспечение
СМО ПП и КПУ специальное математическое обеспечение
планирования полета и командно-программного управления
СН - система навигации
СНС - самонастраивающаяся система
СНЦ-сигнал наличия цели
СО - система ориентации
СОБ - система опорожнения баков
СОБИС - Система управления опорожнением баков и синхро-
низации
СОД - система обмена данными
СОДИ - Система оперативного дежурного информирования
СОЗ - угол «Солнце - спутник - Земля»
СОИ ОУ - системы отображения информации и средств опе-
ративного управления
СОК - система обеспечения коррекции
СОС - система ориентации и стабилизации
СОСБ - система ориентации солнечных батарей
СОТР - система обеспечения теплового режима
СОТС - сложная организационно-техническая система
СП - статистический преобразователь
СпА - спецаппаратура
СПВРД - сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный
двигатель
СПД - стационарный плазменный двигатель
СПМО - специальное программно-математическое обеспече-
ние
СПО - специальное программное обеспечение
СПОИ - станции приема и обработки информации
СП ТМИ - станция постоянного приема телеметрической ин-
формации
СПУ - система преобразования и управления
СПУ - статическое программное устройство
СР - спутник-ретранслятор
СРНП - счетно-решающий навигационный прибор
СРП - счетно-решающий прибор
СРРБ - сканирующий радиометр радиационного баланса
СС - сеанс связи
СС - система связи
ССК - связанная система координат
ССКМ - система сброса кинетического момента
ССН - система спутниковой навигации
ССПД - система сбора и передачи данных
СССР - Союз Советских Социалистических Республик
ССт - система стабилизации
СТИ - система телеизмерений
СТКРП - система трансляции команд и распределения питания
СТО - система телевизионного отображения
СТО - сложный технический объект
СТР - система терморегулирования
СТТС - система телефонно-телеграфной связи
СУ - система управления
СУБА - система управления бортовой аппаратурой
СУБК - система управления бортовым комплексом
СУД - система управления движением
СУДН - система управления движением и навигацией
СУИ - станция управления и измерений
СУ ЛА - система управления летательным аппаратом
СУ РБ - система управления разгонным блоком
СУ PH - система управления ракетой-носителем
СУРТ - система управления расходованием топлива
СЦВМ - специализированная цифровая вычислительная ма-
шина
СЦУП - советский Центр управления полетом
СЧ - составная часть
СШ - система шин
СЭП - система энергопитания
СЭС - система электроснабжения
ТАР - теория автоматического регулирования
ТВКА - телевизионная коммутационная аппаратура
ТВС - телевизионная система
587
Основные сокращения
ТГК - транспортно-грузовой корабль
ТГС - трехосный гироскопический стабилизатор
ТГП - трехстепенная гиростабилизированная платформа
ТДСС - технологические данные для проведения сеанса связи
ТЗ - техническое задание
ТЗЧ - тяжелые заряженные частицы
ТК - телекоманда
ТКМ - транспортный корабль модульный
ТКС - телекомандная система
ТКС - транспортный корабль снабжения
ТЛФ - телефонные сигналы
ТМ - телеметрия, телеметрический
ТМА - типовой модуль автоматизации
ТМИ - телеметрическая информация
ТНА - турбонасосный агрегат
ТО СК-технологическое оборудование стартового комплекса
ТОГЭ - Тихоокеанская гидрографическая экспедиция
ТОРУ - телеоператорный режим управления
ТПК - транспортно-пусковой контейнер
ТПК - транспортный пилотируемый корабль
ТС - токосъемник
TCP - телевизионный сканирующий радиометр
ТТЗ - тактико-техническое задание
ТТРД-твердотопливный ракетный двигатель
ТТТ - тактико-технические требования
ТТХ - тактико-технические характеристики
ТЦ - технологический цикл
ТЦУ - технологических цикл управления
УБС - управление бортовыми системами
УВ - управляющее воздействие
УВК - универсальный вычислительный комплекс
УВМ - управляющая вычислительная машина
УВС - управляющая вычислительная система
УДМ - управляющий двигатель-маховик
УИВК - управляющий информационно-вычислительный ком-
плекс
УКП - универсальная космическая платформа
УМ - усилитель мощности
УМВС - управляющая многофункциональная вычислитель-
ная система
УО - устройство обмена
УП - усилитель-преобразователь
УР - узкополосный режим
УРД - управляющий ракетный двигатель
УРМ - унифицированное рабочее место
УСР - устройство согласования и распределения
УТС - унифицированное техническое средство
УУ - управляющее устройство
УЦВМ - универсальная цифровая вычислительная маши-
на
УЦО - устройство цифровой обработки
ФАНО - Федеральное агентство научных организаций
ФГБ - функционально-грузовой блок
ФГБУН - Федеральное государственное бюджетное учрежде-
ние науки
ФИМ - фазово-импульсная модуляция
ФИП - фазоимпульсная пеленгация
ФК - функциональная команда
ФМ - фазовая модуляция
ФМ - функциональный модуль
ФПО - функциональное программное обеспечение
ФСМ - формирователи секундных меток
ФТ - функциональный тракт
ХГП - Хьюстонская группа поддержки
ЦА - целевая аппаратура
ЦАГИ - Центральный аэрогидродинамический институт им.
профессора Н.Е.Жуковского
ЦАК - Центральный автоматизированный комплекс
ЦБД - центральная база данных
ЦВМ - цифровая вычислительная машина
ЦВС - центральная вычислительная система
ЦДКС - Центр дальней космической связи
ЦИ - целевая (цифровая) информация
ЦКЭР - центр координации, эксплуатации и развития
ЦМК - цифровой моделирующий комплекс
ЦОТМИ - центр обработки телеметрической информации
ЦПК- Центр подготовки космонавтов им. Ю.А.Гагарина
ЦС - центральная оптическая система
ЦСА КП - центр ситуационного анализа и координационного
планирования
ЦТ - Центральное телевидение
ЦУП - Центр управления полетами
ЦУС - Центральный узел связи
ЧИМ - частотно-импульсная модуляция
ЧМ - частотная модуляция
ЧПЭО - частная программа экспериментальной отработки
ЧРК - частотное разделение каналов
ЧРПЗ - Черниговский радиоприборный завод
ЧС - чрезвычайная ситуация
ЧЭ - чувствительный элемент
ШИМ - широтно-импульсная модуляция
ШПУ - шахтная пусковая установка
ШР - широкополосный режим
ЭБ - электронный блок
ЭБПУ - электронный блок преобразования и управления
ЭВМ - электронная вычислительная машина
ЭГПИ - электронный генератор программных импульсов
ЭД - электродвигатель
ЭКБ ИП - электронная компонентная база иностранного про-
изводства
ЭЛТ - электронно-лучевая трубка
ЭМИО-электромеханический исполнительный орган
ЭМЧ - электромеханическая часть
ЭМУ - электромагнитное устройство
ЭП - электронный прибор
ЭПАС - экспериментальный проект «Союз-Аполлон»
ЭПК - электропневмоклапан
ЭРДУ - электрореактивная двигательная установка
ЭРИ - электрорадиоизделие
ЭРЭ - электрорадиоэлемент
ЭСГ - электростатический гироскоп
ЮМЗ - Южный машиностроительный завод
588
Содержание
Рогозин ДБ. Предисловие...................................................................................5
Глава 1
Межирицкий ЕЛ, Ивановский ЕА.,Христофоренко ВJ(. ФГУП «Научно-производственный центр автоматики
и приборостроения имени академика НАПилюгина».
Создание систем управления баллистических ракет, боевых и космических ракетных комплексов,
разгонных блоков и космических аппаратов
Разработка систем управления для баллистических ракет дальнего действия (1946-1954 гг.)...................7
Системы управления для баллистических ракет, первых ИСЗ и первого в мире пилотируемого полета в космос (1954—
1961 гг.)................................................................................................10
Системы управления баллистических ракет, боевых и космических ракетных комплексов, разгонных блоков,
космических аппаратов (1960-е гг.) ......................................................................14
Системы управления баллистических ракет, боевых и космических ракетных комплексов, разгонных блоков,
космических аппаратов (1970-е гг.) ......................................................................16
Разработка систем управления для боевых ракетных комплексов. Ракетные комплексы разработки
главного конструктора С.П.Королева.......................................................................18
Разработка систем управления для ракетных комплексов главного конструктора В.Н.Челомея...................18
Разработка систем управления для ракетных комплексов стратегического назначения главных конструкторов
А.Д.Надирадзе, Б.Н.Лагутина и Ю.С.Соломонова.............................................................20
Системы управления баллистических ракет, боевых и космических ракетных комплексов, разгонных блоков
и космических аппаратов (1980-е гг.).....................................................................26
Ракетные комплексы главных конструкторов М.К.Янгеля и В.Ф.Уткина.........................................29
Развитие систем управления для ракетно-космической техники (1992-2018 гг.)...............................36
Разработка систем управления для ракетно-космических комплексов, разгонных блоков и космических аппаратов.38
Разработка в 1960 -1980 гг. систем управления для лунных и межпланетных автоматических космических аппаратов
«Луна», «Марс», «Венера», «Фобос» и др...................................................................43
Интегрированная инерциально-спутниковая система навигации и ориентации...................................48
Разработка, изготовление и внедрение электронной компонентной базы в НПЦАП ..............................49
Производственный комплекс. Интегрированная структура ФГУП «НПЦАП им. академика Н.А.Пилюгина».
Производство систем управления, командных приборов и аппаратуры филиалами ФГУП «НПЦАП им. академика
НАПилюгина - заводами ПО «Корпус» и «Звезда», Сосенским приборостроительным	заводом.....................50
Перспективы..............................................................................................54
Заключение...............................................................................................55
Глава 2
Микрин ЕА, Семячкин В£., Вишнею Bf., Самитов РМ., Орловский ИВ., Путан ДБ., Савченко СА ПАО «РКК «Энергия».
Системы управления пилотируемых космических кораблей, комплексов и автоматических космических аппаратов,
приборы и бортовое оборудование
Системы управления для первых искусственных спутников Земли и первого в мире пилотируемого корабля «Восток».
1954-1961 гг.............................................................................................56
Аналоговые системы прямого управления с импульсной линеаризацией..........................................57
Аналоговые и дискретные системы управления, использующие простейшие бескарданные инерциальные системы.....58
Структура системы управления транспортного пилотируемого корабля «Буран».................................61
СУБА орбитального комплекса «Мир»........................................................................65
Структура СУДН станции «Мир».............................................................................66
Принципы построения бортового комплекса управления.......................................................67
Распределение функций управления между БКУ и бортовыми системами.........................................72
Интерфейсы БКУ...........................................................................................73
Распределение функций управления и контроля между аппаратными и программными средствами БКУ..............74
Взаимодействие БКУ с НКУ и экипажем......................................................................74
Средства БКУ для управления КА...........................................................................74
Основные средства управления БКУ от НКУ и экипажа........................................................76
Сбор, формирование и передача ТМ-информации..............................................................77
Адаптация к нештатным ситуациям..........................................................................77
589
ПО БКУ КА................................................................................................78
Операционные системы реального времени ..................................................................79
Система управления бортовой аппаратурой..................................................................80
Система управления движением и навигацией................................................................83
Бортовой радиотехнический комплекс.......................................................................90
Антенно-фидерные устройства ракетно-космических комплексов...............................................92
Система бортовых измерений...............................................................................96
Системы телефонно-телеграфной связи.....................................................................100
Телевизионные системы...................................................................................102
Исполнительные органы системы управление движением......................................................104
Лазерные дальномеры .....................................................................................105
Пилотажное оборудование.................................................................................106
Пульт космонавтов корабля «Союз-ТМА»....................................................................110
Приборы ориентации по Земле.............................................................................110
Лазерные гироскопы......................................................................................115
Радиотехническая система взаимных измерений параметров относительного движения космических объектов «Курс» ..116
Силовые гиростабилизаторы и гиродемпферы ...............................................................119
Служебные оптические приборы космических аппаратов......................................................120
Ручки управления движением..............................................................................125
Глава 3
Ананьев ОВ., Демченко AM, Радченко Э.Т. ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева».
Аналогово-цифровая система управления ТКС. Создание адаптивной цифровой системы управления для тяжелых
активных кораблей-модулей
История создания........................................................................................127
Задачи контуров управления СУ...........................................................................128
Программное обеспечение.................................................................................129
Гироскопия..............................................................................................129
Стыковка ТКС с орбитальной пилотируемой станцией........................................................130
Транспортные корабли модульные ОПК «Мир» ...............................................................130
ФГБ «Заря» российского сегмента МКС.....................................................................131
Глава 4.
Старцев ВМ.
Вклад АО «Российские космические системы» в развитие отечественных ракетно-космических систем управления
и радиотехнических комплексов
Системы управления баллистических ракет.................................................................132
Радиокомплекс первого ИСЗ...............................................................................133
Участие НИИ-885 в исследованиях Луны....................................................................134
Участие НИИ-885 в исследованиях в дальнем космосе.......................................................136
Разработки космических навигационных и геодезических систем.............................................138
Разработка командно-измерительных систем ...............................................................139
Радиотехнические комплексы дистанционного зондирования Земли............................................141
Технические средства космической системы поиска и спасания..............................................143
Технические средства телеметрических систем.............................................................144
Глава 5
Колл. авт.
О роли ЦУП ФГУП ЦНИИмаш в обеспечении управления полетом космических аппаратов
Создание и развитие служб обеспечения управления космическими полетами в НИИ-88/ЦНИИмаш.................146
Организация оперативных работ в ЦУП. Взаимодействие с Главной оперативной группой управления
и Наземным комплексом управления .......................................................................155
Баллистико-навигационное обеспечение полетов пилотируемых и автоматических КА...........................156
Баллистико-навигационное обеспечение полетов КА ближнего космоса.........................................157
Баллистико-навигационное обеспечение полетов КА по лунной программе и в дальнем космосе..................159
Проведение научных исследований по баллистическому обеспечению полетов КА...............................161
590
Сектора управления КА НСЭН...............................................................................163
Вычислительные и программные средства ЦУП................................................................166
Командно-программное обеспечение управление полетов автоматических и пилотируемых КА....................173
Телеметрическое обеспечение полетов автоматических и пилотируемых КА....................................175
Имитационное моделирование сложных систем. Комплекс моделирования и информационного обеспечения полетов ....182
Индивидуальные средства отображения информации...........................................................184
Коллективные средства отображения информации.............................................................186
Комплекс внешних и внутренних связей ЦУП. Комплексы магистральной связи.................................187
Развитие средств оперативно-командной внутренней связи ЦУП..............................................189
Развитие вычислительных средств баллистического информационно-вычислительного комплекса.................191
Центр ситуационного анализа, координации и планирования наземного автоматизированного
комплекса управления космическими аппаратами научного и социально-экономического назначения и измерений.193
Базовый ЦУП Роскосмоса...................................................................................194
Заключение...............................................................................................195
Глава 6
Головко АВ., Вышинский АЛ., Марчук С Л., Малышкин ИА.
Командно-измерительный комплекс: от истоков до Главного испытательного космического центра
Министерства обороны Российской Федерации имени Г.С.Титова
Истоки создания Командно-измерительного комплекса (до 04.10.1957). Первый проект........................196
«Мы первые в космосе!» (04.10.1957 -15.05.1958).........................................................198
Развитие Командно-измерительного комплекса в первом десятилетии космической деятельности (1958-1967 гг.).204
Расширение возможностей Комплекса (1968-1982 гг.).......................................................211
Переход Командно-измерительного комплекса к управлению космическими системами (1983-1992 гг.)...........219
Главный испытательный космический центр набирает силу (2001 - наст, вр.)................................226
Совершенствование наземного автоматизированного комплекса управления космическими аппаратами российской
орбитальной группировки от 2018 г. до перспектив 2025 г.................................................234
Глава 7
Ахметов РЛ., Баранов ДА., Капитонов В А., Кирилин АЛ., Шепелев АЛ., Изюмов МВ., Шум М.Ф., Пластинин В.Ф.
АО «РКЦ «Прогресс».
Разработка и производство систем управления для PH
Разработка, развитие и модернизация аналоговой системы управления PH «Союз» ............................237
Первая цифровая СУ PH «Союз-2»..........................................................................240
PH «Союз-СТ» во Французской Гвиане......................................................................244
Создание СУ новой PH «Союз 2-1 в» легкого класса........................................................244
Первый запуск с космодрома Восточный....................................................................245
ЛЛШалимов, ЛЛВельский, СЛЛитвиненко, ВЛЦ(утовой, ИАЛарасов
АО «НПО автоматики»
Особенности систем управления ракет космического назначения.............................................247
Глава 8
Бельский ЛЛ., Дерюгин С.Ф., Кутовой BJH., Литвиненко СЛ., Тарасов ИА., Шалимов ЛЛ. АО «НПО автоматики».
Создание систем управления баллистических ракет подводных лодок.........................................253
Глава 9
Ахметов РЛ., Аншаков ГЛ., Кирилин АЛ., Сторож АД., ТипуховВА. АО «РКЦ «Прогресс».
Создание автоматизированных систем управления космическими аппаратами
Введение................................................................................................259
Системы управления космическими аппаратами дистанционного зондирования Земли типа «Зенит» в 1960-е -
первой половине 1970-х гг...............................................................................259
Системы управления космическими аппаратами дистанционного зондирования Земли типа «Янтарь» .............260
Требования, предъявляемые к контролю технического	состояния космического аппарата.......................262
Функционирование бортового комплекса управления при полете КА типа «Янтарь» ............................263
Автоматизированная система управления космическими аппаратами дистанционного зондирования Земли
типа «Ресурс»...........................................................................................264
591
Организация решения функциональных задач БКУ............................................................266
Основные требования по контролю функционирования КА.....................................................267
Организация восстановления работоспособности КА при появлении возможных неисправностей..................268
Создание систем управления движением космических аппаратов дистанционного
зондирования Земли......................................................................................269
Аналоговые системы управления движением.................................................................269
Разработка методологии электрорадиотехнических испытаний ...............................................285
Глава 10
Тестовдов НА., Раевский В А., Титов ГЛ., Головеикии ЕЛ, Вилков ЮВ.
АО «Информационные спутниковые системы» им. академика М.Ф.Решетнева».
Создание и развитие систем управления ориентацией и стабилизацией автоматических космических аппаратов
связи и телевещания, ретрансляции, навигации и геодезии
СУД спутников систем типа «Экспресс», «Горизонт» средней точности ориентации............................294
Прецизионная СУД «Вектор» для спутников систем «Экспресс», SESAT и др...................................294
СУДЗЕЗАТ................................................................................................295
СУД КА связи с нулевым средним кинетическим моментом на ГСО.............................................296
Основные приборы СУД....................................................................................298
Двигательные установки СУД..............................................................................301
Двигательные установки на основе термокаталитических двигателей.........................................302
Дальнейшее совершенствование двигательных подсистем.....................................................302
Галерея КА на ГСО.......................................................................................302
СУД КА «Глонасс-М»......................................................................................304
Упреждающий разворот КА.................................................................................306
Особые участки орбиты навигационного космического аппарата системы ГЛОНАСС..............................306
Прохождение особых участков орбиты......................................................................308
Выполнение симметричного упреждающего разворота.........................................................308
СУД КА «Гео-ИК-2» ......................................................................................309
Пассивная магнитно-гравитационная СУД КА «Гонец»........................................................310
Устройство и работа СОС.................................................................................310
Система коррекции орбиты спутника «Гонец» с магнитно-гравитационной СУД.................................311
Функционирование СОК....................................................................................312
Наземные станции управления КА и спутниковой связи......................................................313
Центры управления полетом космических аппаратов.........................................................317
Заключение..............................................................................................318
Глава 11
Макриденко ЛА., Чуркин АЛ., Петрушин АВ., Столяренко ПВ., Коротков А.0 АО «Корпорация «ВНИИЭМ».
Развитие систем управления космических аппаратов. 1992-2019 гг.
Космический аппарат «Электро» (1994-1998 гг.)...........................................................325
Космические аппараты серии «Ресурс-01»..................................................................327
Космические аппараты серии «Метеор».....................................................................329
Космические аппараты серии «Метеор-М» ..................................................................331
Космические аппараты серии «Канопус-В»..................................................................340
Глава 12
Фадеев АВ. Научно-исследовательский институт прикладной механики имени академика В.И.Кузнецова
(филиал ФГУП «Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры»).
Гироскопические приборы систем управления ракетно-космической техники
Предисловие.............................................................................................355
Годы, события, разработчики гироскопических приборов....................................................355
Гироскопические приборы для ракет дальнего действия.....................................................356
Гироскопические приборы для систем управления баллистических межконтинентальных ракет
стратегического назначения..............................................................................357
Гироскопические приборы для ракет-носителей.............................................................361
Гироскопические приборы для космических аппаратов и орбитальных станций.................................361
592
Глава 13
Пестунов АН АО «НПО ИТ».
Создание гироскопических приборов космической навигации..................................................372
Глава 14
Артемьев BJO.
Вклад АО «НПО ИТ» в создание и развитие инфраструктуры полигонов и космодромов
Наземные измерительные комплексы и системы автоматизированной обработки результатов измерений............374
Информационно-измерительные комплексы полигонов и космодромов ...........................................376
Плавучие (корабельные) измерительные комплексы...........................................................377
Мобильные (перебазируемые) комплексы телеметрических измерений ..........................................379
Разработка и создание приемных телеметрических антенных комплексов и систем..............................380
Глава 15
КитабовЯГ. АО «НИИ ТП».
Разработка командно-измерительных систем и наземных комплексов управления КА
Командные радиолинии в УКВ-диапазоне волн................................................................382
Комплект бортовой аппаратуры БКРЛ-2Д.....................................................................388
Командные радиолинии в СВЧ-диапазоне волн................................................................393
Центры управления полетом................................................................................403
Глава 16
Давыдов В.С. АО «НИИ ТП».
Разработка радиотехнических систем взаимных измерений для сближения и стыковки космических аппаратов
Радиотехническая система взаимных измерений «Игла».......................................................405
Радиотехническая система взаимных измерений «Курс».......................................................411
Радиотехническая система взаимных измерений ближнего действия «Курс-ММ»..................................414
Радиотехническая система «Курс-М» для мониторинга сближения и стыковки
космических аппаратов ATV Европейского космического агентства с МКС......................................415
Радиотехническая система взаимных измерений «Курс-Н».....................................................416
Глава 17
Котов ARAO «НИИ ТП».
Создание радиотехнических комплексов космических систем связи............................................419
Глава 18
Сорокин АН. АО «НИИ командных приборов».
Разработка инерционных исполнительных органов систем ориентации космических аппаратов
Гиродемпферы и гиростабилизаторы.........................................................................424
Управляющие двигатели-маховики...........................................................................425
Силовые гироскопические устройства.......................................................................427
Глава 19
Бонк РИ, Козлов ЮН. МОКБ «Марс».
Разработка систем управления крылатой ракеты «Буря», лунных кораблей, космических аппаратов «Целина-Д», «Целина-2»
Астронавигационная система управления крылатой ракеты «Буря».............................................433
Астронавигационная система управления для лунных кораблей................................................435
Разработка астросистем индикации положений космических аппаратов «Целина-Д» и «Целина-2».................439
Глава 20
Чеботарев А.С., Крисс П.Ж.
Работы ОКБ МЭИ в обеспечении запусков и полетов ракетно-космической техники
Участие и роль ОКБ МЭИ в обеспечении запусков и полетов первых ИСЗ.......................................442
Работа измерительных средств ОКБ МЭИ при пусках ИСЗ и космических аппаратов различного назначения........445
«Орбита» - «Молния»......................................................................................448
Работа ОКБ МЭИ в кооперации космической радиотехнической разведки........................................450
593
Корреляционно-фазовые пеленгаторы.......................................................................453
Радиолокатор с синтезированной апертурой «Полюс-В»......................................................455
РСА «Траверс-1», совмещенный с радиолинией, на КА «Ресурс-01»..........................................456
Фрагмент радиолокационного изображения РСА «Траверс-1» с КА «Ресурс-01» (наземная оперативная обработка
в ЦКС ОКБ МЭИ «Медвежьи Озера»)........................................................................457
Оперативная обработка данных съемки РСА «Траверс-1» в ЦКС ОКБ МЭИ «Медвежьи Озера с КА «Ресурс-01»......458
Двухчастотный РСА «Траверс-1 П» в составе научного модуля «Природа» на орбитальной станции «Мир»........458
Станция приема сигналов и формирования изображений по высокоскоростному потоку информации
с помощью РСА ERS-1, ERS-2.............................................................................459
Радиополигон для калибровки и измерения параметров радиолокаторов с синтезированной апертурой антенны...460
Радиотелеметрический комплекс «Орбита-ТМ» .............................................................462
Системы управления космическими	аппаратами.............................................................465
Руководители ОКБ МЭИ ..................................................................................467
Глава 21
Колл. авт.
Создание и развитие наземного комплекса управления космическими аппаратами ФГУП «Космическая связь».....469
Глава 22
Иванов ВЛ. ИПУ РАН.
Работы по совершенствованию энергетических характеристик жидкостных ракет-носителей
на основе терминальных систем управления расходованием топлива (от Р-7 до PH «Союз» и «Ангара»)
Истоки проблемы и первые системы управления расходованием топлива (СОБ, СОБИС).........................472
Безрасходомерные системы управления расходованием топлива баллистических ракет
и космических ракетных комплексов (1960-1970-е гг.)....................................................475
Цифровые системы управления расходованием топлива (1970-1980-е гг.)....................................477
Развитие систем управления расходованием топлива для ракетно-космической техники (1992-2016 гг.).......478
Заключение.............................................................................................482
Глава 23
Юсупов PJM., Соколов БВ., Волков В.Ф., Минаков ЕЛ. СПИИРАН.
Разработка теории и прикладных методов анализа эффективности информационно-управляющих систем,
обеспечивающих процессы сбора и обработки данных и информации, моделирования и оценивания
эффективности применения РКТ
Введение...............................................................................................483
История развития информационно-управляющих систем КСр и методов моделирования
и анализа их функционирования..........................................................................484
Этапы развития теории и практики исследования эффективности процессов создания и применения отечественной
ракетно-космической техники ...........................................................................493
Заключение.............................................................................................497
Глава 24
ВидецкихЮА., Дмитриев АЛ., Егупов АЛ., Пирогов MJT. АО «НПП «Геофизика-Космос».
Создание оптико-электронных приборов для систем управления ориентацией космических аппаратов
Автоматическая оптико-электронная аппаратура для систем управления
ориентацией и навигации космических аппаратов (планетные, солнечные, звездные датчики).................501
Солнечные приборы......................................................................................501
Построители местной вертикали..........................................................................504
Звездные приборы и системы.............................................................................507
Научная аппаратура космических аппаратов...............................................................510
Визуальная аппаратура для космонавтов..................................................................511
594
Глава 25
Колл. авт.
Производство систем управления РКТ в АО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг»
Аппаратура и приборы для космоса ........................................................................513
Системы и аппаратура для ракетных комплексов стратегического назначения..................................515
Заключение...............................................................................................518
Глава 26
Колл. авт.
Производство космической техники на Ижевском радиозаводе.................................................519
Глава 27
Еремеев ГК.
АО «Сибирские приборы и системы».........................................................................526
Глава 28
Микрин ЕА., Фомичев АВ.
История развития и вклад научно-инженерных школ МВТУ и МГТУ имени Н.Э.Баумана, связанных
с разработкой теории управления, элементной базы и систем управления для отечественной ракетно-космической техники
Научно-инженерная школа кафедры «Системы автоматического управления» (ИУ-1)..............................528
Становление и развитие теории управления и научной школы управления в МГТУ имени Н.Э.Баумана
как основы для создания систем управления летательными аппаратами........................................531
Научно-инженерная школа кафедры «Приборы и системы ориентации, стабилизации и навигации» (ИУ-2)..........537
Научно-инженерная школа кафедры «Динамика и управление полетом ракет и космических аппаратов» (СМ-3).....543
Научно-инженерная школа кафедры «Автономные информационные и управляющие системы» (СМ-5).................544
Научно-инженерная школа кафедры «Робототехнические системы и мехатроника» (СМ-7).........................545
Приложение 1. Об авторах, редакторах, составителе........................................................547
Приложение 2. Предприятия, организации, учреждения. Хроника основных событий.............................554
Приложение 3. Литература.................................................................................575
Приложение 4. Сокращения.................................................................................582
595
Книжная серия
«РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
НАУКИ И ТЕХНИКИ»
в шести томах
2014-2019 гг.
Председатель редколлегии -
Генеральный директор Госкорпорации «Роскосмос» Д.О.Рогозин
Научный редактор серии -
Президент Российской академии космонавтики имени К.Э.Циолковского,
член-корреспондент РАН И.В.Бармин
ГОСУДАРСТВЕННАЯ КОРПОРАЦИЯ ПО КОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ «РОСКОСМОС»
РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ КОСМОНАВТИКИ
ИМЕНИ К.Э.ЦИОЛКОВСКОГО
ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ДОМ «СТОЛИЧНАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ»
В подготовке шеститомника приняли участие более 400 авторов - руководителей отрасли, предприятий,
генеральных и главных конструкторов, ведущих специалистов, ветеранов,
ученых, военнослужащих, представляющих свыше 150 предприятий, организаций,
учреждений. Ими написано и опубликовано в книгах серии около 1100 статей,
содержащих более 6000 иллюстраций.
ИЗТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННОГО
РАКЕТОСТРОЕНИЯ
Том 1
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОГО РАКЕТОСТРОЕНИЯ
2014 г.
ISBN 978-5-903989-22-5
УДК 629.76(470+571 )(091)
ББК 39.62(2Рос)г
И90
Книга об истории создания и развития первых отечественных
ракет, баллистических ракет дальнего действия, межконтиненталь-
ных баллистических ракет, космических ракет-носителей. Освеще-
ны вопросы появления первых отечественных ракет в XVII—XVIII вв.,
организации производства, боевого применения, разработки теории
реактивного движения и космонавтики в конце XIX - начале XX вв.,
разработки и освоения производства реактивных установок залпово-
го огня в годы Великой Отечественной войны, вопросы становления
и развития отечественной ракетно-космической отрасли с 1946 по
2014 г. Опубликованы материалы ведущих гражданских и военных
высших учебных заведений.
596
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
ПИЛОТИРУЕМОЙ
КОСМОНАВТИКИ
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Том 2
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
ПИЛОТИРУЕМОЙ КОСМОНАВТИКИ
2015 г.
ISBN 978-5-903989-27-0
УДК 629.76(470+571 )(091)
ББК 39.62(2Рос)г
И90
Книга об истории развития отечественной науки и пилотируе-
мой космической техники от первого в мире космического полета
ЮАГагарина до наших дней. Освещены вопросы разработки, произ-
водства и эксплуатации космических кораблей «Восток», «Восход»,
«Союз» и их модификаций, транспортных кораблей «Прогресс» и их
модификаций, орбитального корабля «Буран», орбитальных космиче-
ских станций и комплексов «Салют», «Алмаз», «Мир», российского
сегмента Международной космической станции. Приведены описания
проектов пилотируемых экспедиций на Луну и Марс, космических са-
молетов.
Том 3
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
2015 г.
ISBN 978-5-903989-32-4
УДК 629.76(470+571 )(091)
ББК 39.62(2Рос)-1
И90
Книга об истории создания и развития автоматических космиче-
ских аппаратов - от первого искусственного спутника Земли до со-
временных космических аппаратов «Сесат» и «Глонасс». Освещены
вопросы разработки межпланетных станций «Луна», АМС для иссле-
дования Марса и Венеры, космических аппаратов «Зенит», «Молния»,
«Электрон», системы морской космической разведки и целеуказания
«УС», системы противокосмической обороны «ИС», космических аппа-
ратов для исследования природных ресурсов Земли и экологического
мониторинга, фундаментальных космических исследований, других
КА. Представлены материалы о работе над созданием устройств для
забора грунта на Луне, Марсе и Венере.
597
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ НАЗЕМНОЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
ИНФРАСТРУКТУРЫ
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ
ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
Том 4
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ НАЗЕМНОЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ИНФРАСТРУКТУРЫ
2017 г.
ISBN 978-5-903989-37-9
УДК 629.78(470+571 )(091)
ББК 39.6(2Рос)г
И90
Книга об истории становления и развития наземной ракетно-кос-
мической инфраструктуры. Опубликованы материалы о развитии
наземных стартовых и технических комплексов, заправочно-нейтра-
лизационных станций, шахтных и подвижных пусковых установок
для грунтовых, железнодорожных и морских ракетных комплексов.
Приведены описания всех космодромов, функционирующих в нашей
стране и в мире.
Том 5
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ
ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
2018 г.
ISBN 978-5-903989-38-6
УДК 621.4537.457(470+571 )(091)
ББК 32.65(2Рос)г
И90
В книге рассказывается об истории создания первых в нашей стра-
не ракетных двигателей на твердом и жидком топливе, об истории
разработки и производства двигателей и двигательных установок для
отечественной ракетно-космической техники, их испытаниях, о топли-
ве, технологиях и материалах.
598
Том 6
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ,
РАДИОТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ И
НАЗЕМНОГО АВТОМАТИЗИРОВАННОГО
КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
2019 г.
ISBN 978-5-903989-46-1
УДК 629.76/78.07(470+571 )(091)
ББК 39.62(2РОС)Г
И90
В книге опубликованы статьи руководителей предприятий, гене-
ральных, главных конструкторов, ведущих специалистов, ветеранов
промышленности, военных специалистов о становлении, развитии и
современном состоянии отечественной ракетно-космической науки и
техники в области разработки, производства и эксплуатации систем
управления баллистических ракет, боевых и космических ракетных
комплексов, разгонных блоков, космических кораблей и автоматиче-
ских космических аппаратов, автоматических межпланетных станций
и орбитальных станций, радиотехнических систем и наземного авто-
матизированного комплекса управления отечественной ракетно-кос-
мической техники. Опубликованы материалы ведущих научных инсти-
тутов Российской академии наук, статья о подготовке специалистов
в МГТУ им. Н.Э.Баумана.
С книгами, реализация тиражей которых завершена,
Вы можете ознакомиться в библиотеках.
По вопросам оптовой и розничной продажи книг,
имеющихся в наличии,
обращайтесь по телефонам
495 777 9516
495 940 98 60
E-mail: pervov-izdat@yandex.ru
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ,
РАДИОТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ И НАЗЕМНОГО
АВТОМАТИЗИРОВАННОГО КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
Председатель редколлегии - Д.О.Рогозин
Научный редактор - И.В.Бармин
Составитель - М АПервов
Ведущий литературный редактор - Л.Н.Марданова
Оформление, верстка, макет, ретушь фотографий - А.М.Первова
УДК 629.76/78.07(470+571 )(091)
ББК 39.62(2Рос)г
И90
ISBN 978-5-903989-46-1
©Авторы статей, 2019
© Первое МА, составление, 2019
© ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», художественное оформление, 2019
Подписано в печать 17 июля 2019 г.
Формат 60 х 84/8
Объем 75 печ. л.
Тираж 1000 экз.
Телефоны оптовой и розничной продажи книг
Издательского дома «Столичная энциклопедия»:
495 777 9516
495 940 98 60
E-mail: pervov-izdat@yandex.ru
ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия»
105005, г. Москва,
ул. Радио, д. 23/9. А/я 26
www.moskva-kniga.ru
Отпечатано в соответствии с предоставленными материалами
в ООО ИПК «Парето-Принт»,
170546, Тверская область,
Промышленная зона Боровлево-1, комплекс № ЗА
www.pareto-print.ru
Заказ № 3963/19.