Навигация:
Первый проект ИСЗ
ПС
ЖРД замкнутой схемы IV ступени ракеты-носителя 8К78 для запуска АМС исследования Венеры и Марса
Первый отечественный спутник связи «Молния-1»
Спутники «Электрон» для исследования радиационных поясов Земли
Научные космические станции «Протон»
Космическая система раннего обнаружения пусков баллистических ракет «УС-К»
Система МКРЦ (морской космической разведки и целеуказания)
Разработка бортового комплекса радиолокационной разведки КА «УС-А»
Безлюдный старт «Циклон-2» — ракеты-носителя космических аппаратов «УС-А» и «УС-П»
«Касатка» — корабельный комплекс приема информации от КА системы МКРЦ
Лётные испытания космического аппарата «УС-А»
Совместные испытания системы МКРЦ с космическими аппаратами «УС-П»
Система противокосмической обороны «ИС»
Метеорологический спутник «Метеор»
Космическая система «Око» («УС-К») - первый эшелон системы предупреждения о ракетном нападении
Три модификации унифицированной спутниковой платформы: ДС-У1, ДС-У2 и ДС-У3
Создание космических аппаратов на основе унифицированной спутниковой платформы
Низкоорбитальные космические аппараты специальной связи «Стрела-1» и «Стрела-2»
Низкоорбитальный навигационно-связной спутник «Циклон» на платформе КАУР-1
Спутники связи для РВСН серии «Молния» на платформе КАУР-2
Первый отечественный геодезический комплекс «Геоид» со спутниками «Сфера»
Второе поколение лунников: серия Е6
Третье поколение лунников: серия Е8 - носитель «Луноходов»
«Луноходы»
Второе поколение АМС исследования Венеры
Решение проблемы диспергирования ЯЭУ космических аппаратов методом аэродинамического разрушения
Излом оптической оси
Спутник фотонаблюдения «Зенит-2» и фотоаппаратура «Фтор-2» в составе трех длиннофокусных аппаратов СА-20, расположенных веером
Спутник фотонаблюдения «Зенит-4» и фотоаппаратура «Фтор-4»
Модернизация спутников типа «Зенит»
Спутник картографического типа «Зенит-4МТ» и фотоаппаратура для стереоскопической съемки местности «Жемчуг-5»
Спутник фотонаблюдения «Янтарь-2К»
Спутник оптико-электронного наблюдения «Янтарь-4КС1»
Космические аппараты «Бион»
Спутники связи «Молния»
Спутник связи «Молния-3»
Великий советский поход на ГСО начался со специального спутника «Молния-1С»
Геостационарный спутник связи «Радуга» — основа третьего унифицированного ряда спутников НПО ПМ «КАУР-3»
Первый в мире серийный спутник непосредственного телевизионного вещания «Экран»
Телекоммуникационные геостационарные спутники «Горизонт»
Навигационно-связная система «Парус» на основе спутников «Циклон-Б»
Серия советских спутников-перехватчиков «ИС»
Третье поколение АМС исследования Венеры
«Алмаз-Т» — комплекс радиолокационного дистанционного зондирования Земли
Причины отказа от тяжёлых спутников типа «Алмаз-Т»
Геостационарный оперативный метеорологический спутник «Электро» (ГОМС-1)
Автоматическая универсальная орбитальная станция АУОС-3
Спутники «Тайфун» (как и АУОС, относились к классу КАМ-1) для юстировки, калибровки и паспортизации специальных комплексов МО СССР. На этой же платформе «Дуга-К» и «Кольцо»
Геодезический спутник второго поколения «Гео-ИК»
Геостационарный спутник-ретранслятор «Поток»
«Вектор» — третье поколение систем ориентации и стабилизации
Плазменные двигатели для КА «Поток»
Навигационная система «Ураган» (открытое название ГЛОНАСС)
Передача производства спутников ГЛОНАСС в Омск
Использование ГЛОНАСС для обеспечения пусков морских морских баллистических ракет РСМ-54 (Р-29РМ)
Геостационарный спутник-ретранслятор «Луч»
Разработка антенного блока и механических систем КА «Луч»
Метеорологический спутник «Метеор-Природа»
Спутник дистанционного зондирования Земли «Ресурс-ОЭ»
Спутник дистанционного зондирования Земли «Ресурс-ДК1»
Спутник дистанционного зондирования Земли «Ресурс-Ф»
Спутник радиотехнической разведки «Целина-Д»
Спутник широкополосной детальной и обзорной фоторазведки «Орлец-1» (разрешение изображений: 0,95 м на точку)
Универсальный автономный спутник «Наука» - попутная нагрузка РН фоторазведчиков «Зенит»
КА «Фотон» для проведения технологических и научных исследований
Спутник дистанционного зондирования Земли «Канопус-В»
Малый спутник дистанционного зондирования земли «Кондор-Э»
К июлю 1956 г. эскизный проект был готов. Соответствующие проекты были разработаны смежными организациями. К моменту завершения проекта определился состав научных задач, решаемых спутником, что составило идейную основу новой разработки. С помощью спутника «Д» предусматривалось проведение научных исследований, включая измерение плотности и ионного состава атмосферы, корпускулярного излучения Солнца, магнитных полей, изучение космических лучей и т.д. Наряду с этими задачами планировалось получение данных, относящихся к созданию более совершенных ориентированных ИСЗ, в частности по тепловому режиму спутника, торможению его в верхних слоях атмосферы и продолжительности обращения на орбите, особенностям движения относительно центра масс, точности определения координат и параметров орбиты, вопросам энергопитания бортового оборудования с использованием солнечных батарей. Поставленные задачи определили конструкцию головной части ракеты и космического спутника «Д».
Спутник имел герметичный корпус конической формы со сферическим днищем. На участке выведения спутник был защищен сбрасываемым кожухом. На поверхности спутника располагались жалюзи системы терморегулирования, состоящие из 16 отдельных секций, открывающих и закрывающих змеевики-радиаторы с помощью четырех электроприводов, управляемых системой электроавтоматики СТР. Кроме того, на поверхности спутника были смонтированы солнечные батареи (че тыре секции на боковой поверхности, четыре - на верхнем и одна - на нижнем днище). На спутнике впервые была установлена система управления бортовым комплексом с автоматическим электронным программновременным устройством и радиорелейным обменом данными «космический аппарат - Земля» о состоянии систем спутника по замкнутому контуру.
В качестве основного компонента СУБК был применен логический автомат в виде единого электрического комплекса для обработки команд управления, формирования и выдачи команд в системы распределения электроэнергии и подрыва пиротехнических средств. Бортовые системы к логическому автомату подключались с помощью кабельной сети. На Земле создавался комплекс средств, обеспечивающих получение информации, передаваемой со спутника, наблюдение за его орбитой, а также передачу необходимых команд на борт спутника. Такой комплекс должен был включать достаточно большое количество измерительных пунктов (до 15), размещенных на территории СССР.
Работа производственников и конструкторов при изготовлении первого ИСЗ проводилась одновременно из-за очень сжатых сроков. Основная трудность была в изготовлении сферических полуоболочек гидровытяжкой, их сварке со шпангоутом и полировке наружных поверхностей: на них не допускалась даже малейшая царапина, сварка швов должна была быть герметичной и контролировалась рентгеном, а герметичность собранного контейнера проверялась гелиевым течеискателем ПТИ-4.
При экспериментальной отработке спутника проводились макетирование размещения бортовой аппаратуры, кабельной сети и механизмов; проверка на герметичность спутника после его сборки с помощью гелиевого течеискателя; отработка процессов сброса головного обтекателя и отделения спутника от ракеты-носителя (макетный образец спутника многократно стыковался и отстыковывался от PH с одновременным сбросом головного обтекателя); исследование теплового режима в целях определения реальных температур спутника.
Экспериментальная отработка спутника подтвердила высокую надежность его конструкции, аппаратуры, что позволило принять решение о его запуске. Подготовка спутника к полету на полигоне проводилась в монтажно-испытательном корпусе технической позиции PH, где было организовано для этого специальное рабочее место. Все системы спутника подвергались проверке на функционирование.
Подготовка ракеты 8К71ПС на технической позиции шла под особым контролем и наблюдением, причем особое внимание уделялось контролю правильности прохождения команд на сброс головного обтекателя и отделение спутника. Запуск ракеты с первым искусственным спутником Земли осуществлялся в соответствии с «Программой проведения пробных запусков простейших неориентированных ИСЗ (объект «ПС») с помощью изделия 8К71ПС», утвержденной ДФ.Устиновым, В.ДКалмыковым, А.Н.Несмеяновым, В.М.Рябиковым, М.И.Неделиным.
Пуск ракеты-носителя 8К71ПС № М1-ПС с первым ИСЗ состоялся 4 октября 1957 г. в 22 ч 28 мин по московскому времени (это был пятый пуск ракеты Р-7). Вторая ступень ракеты со спутником вышла на орбиту с перигеем 228 и апогеем 947 км и временем одного оборота вокруг Земли 96,2 мин. ИСЗ отделился от второй ступени ракеты-носителя на 315-й секунде после старта.
Специально для запуска этих станций на базе ракеты Р-7 была разработана, изготовлена и испытана в стендовых условиях новая четырехступенчатая ракета-носитель 8К78. В качестве третьей ступени (блока «И») использовали (с доработкой) вторую ступень ракеты Р-9 с двигателем КБХА (главный конструктор - С.А.Косберг), а четвертой ступени - блок «Л», разработанный ОКБ-1, на котором был впервые применен ЖРД замкнутой схемы С1.5400, также разработанный ОКБ-1.
Первый отечественный ЖРД с дожиганием газогенераторного газа в камере сгорания позволил при применении освоенных компонентов топлива получить более высокий (340 с) удельный импульс тяги в пустоте, чем у всех существовавших в то время двигателей. При создании ЖРД с дожиганием впервые были разработаны:
пневмогидравлическая схема двигателя, обеспечивающая его надежное включение в условиях космического пространства после длительного пребывания в состоянии невесомости; газогенератор, который при минимальных массе и габаритах обеспечивает переход жидкого кислорода в газообразный с температурой 350-400 °С при равно мерном поле температур путем сжигания в кислороде небольшого количества керосина;
турбонасосный агрегат с центростремительной турбиной, работающей на окислительном газогенераторном газе с высоким противодавлением; надежно охлаждаемая камера сгорания с высокой степенью расширения газа в сопле, устойчиво работающая на окислительном газогенераторном газе с температурой 300-350 °С и керосине;
специальная пиротехническая арматура;
пороховой стартер, обеспечивающий первоначальную раскрутку вала ТНА при запуске двигателя, и поворотные рулевые сопла для управления по крену, работающие на восстановительном газогенераторном газе и имеющие малый момент трения.
При создании турбонасосного агрегата приняты меры, исключающие возгорание турбины и газового траста в газообразном кислороде с высокой температурой 700 °С. Впервые в ЖРД камера сгорания была изготовлена из титанового сплава. Внедрение титанового сплава потребовало разработки новых технологических процессов: пайки, сварки и т.д. За май-декабрь 1960 г. изготовили вновь 54, а с учетом переборок - 83 двигателя и провели их огневые испытания. Двигатель С1.5400 (11ДЗЗ) изготавливался на Заводе экспериментального машиностроения и до настоящего времени эксплуатируется в составе космической ракеты-носителя «Молния».
Из 19 проведенных запусков автоматических межпланетных станций только два можно назвать удачными. Это объясняется несколькими причинами. Запуск ракетного блока «Л» на промежуточной орбите в условиях невесомости проводился впервые. Условия его полета, характер среды, влияющие факторы были неизвестны. Этим объясняется большое количество отказов блока «Л», запуск которого проходил над Атлантикой, в районе Гвинейского залива.
Получить телеметрическую информацию с борта четвертой ступени в темпе ее полета в то время не представлялось возможным, информация приходила с кораблей командно-измерительного комплекса только в записи на ЗУ и очень поздно. Поэтому некоторые технические решения были не слишком корректными и запоздалыми. Задачи, которые предполагалось решить с помощью АМС (например, попасть точно на Марс или Венеру, расположенные от Земли на огромных расстояниях), обусловили сложность ее конструкции, что сказалось на надежности. Время полета к планетам исчислялось не сутками, а многими месяцами. Естественно, что общее время работы бортовых систем АМС во много раз превышало время работы бортовых систем ракеты-носителя. Отсюда возникали повышенные требования к надежности и ресурсу бортовых систем АМС, которые были недостаточно учтены разработчиками аппаратуры, несмотря на значительный объем экспериментальной отработки.
Было очень много неизвестного, впервые встречающегося, а учиться было негде и не у кого. Учил только собственный опыт. В конце 1965 г. работы по АМС были переданы в ОКБ им. С.АЛавочкина (главный конструктор - Г.Н.Бабакин), т.е. тогда, когда разработчики уже подходили к намеченной цели, пройдя тернистый путь ошибок, обучения и накопления опыта.
В нашей стране в начале 1960-х гг. происходило интенсивное возникновение и развитие региональных территориально-производственных комплексов, удаленных друг от друга и от центральных обжитых районов. Строительство линий связи центра с региональными районами и последних между собой с использованием только традиционных наземных линий (кабельных и радиорелейных) требовало больших затрат средств и времени. Быстрее и экономичнее эта задача могла быть решена только с использованием связи через спутники-ретрансляторы. Для этих целей необходимо было создание широкой сети наземных станций для работы через спутник-ретранслятор, охватывающей все регионы нашей страны. Экономически выгодно оказывалось строить большое количество сравнительно простых и дешевых наземных пунктов, а спутник-ретранслятор - с большой мощностью излучаемого сигнала.
Таким образом, работа по созданию первого советского спутника связи получила конкретную направленность, а требования к нему стали определяться логикой достижения конечной цели. Спутник должен был иметь мощный ретранслятор, мощную систему энергопитания, эффективную систему терморегулирования. Для лучшего использования излучаемой энергии необходимо было иметь бортовую антенну с высокой направленностью излучения, но способную передать сигнал на все наземные пункты, находящиеся одновременно в зоне радиовидимости, антенну, способную работать в широком диапазоне радиоволн.
Как спутник для системы связи он должен был обладать высоким ресурсом, совершать полет по такой орбите, которая позволила бы построить систему из возможно меньшего количества спутников. Для сопряжения спутников в системе, т.е. обеспечения согласованности их движения, необходимо было спутник оснастить корректирующей двигательной установкой. Спутник для системы связи должен был изготавливаться серийно. Поэтому конструкция его должна была обладать высокой технологичностью, а время подготовки к запуску должно было быть как можно меньшим. Ко времени разработки спутника связи уже создали бортовой и наземный комплексы управления космическими аппаратами, включающие аппаратуру командной радиолинии, радиотелеметрии, траекторных измерений.
Чтобы сократить сроки разработки и материальные затраты, решено было воспользоваться готовой аппаратурой, управление системами спутника организовать с учетом имеющегося количества команд и телеметрических параметров. Одной из первых задач при разработке спутника связи являлось определение его массы и орбиты, на которую его можно было бы вывести.
Предварительные оценки показали, что масса спутника получается достаточно большой и вывести его можно на невысокую орбиту. Потребовались более углубленные проработки. С этой целью впервые в практике проектных работ проводилась статистическая обработка относительных весовых характеристик уже разработанных к тому времени космических аппаратов, в результате которой были получены массовые коэффициенты служебных бортовых систем и конструкции аппарата. Стал ощутим, таким образом, достигнутый уровень развития космической техники, который и был принят в качестве отправной точки. Массу спутника уточнили, можно было уточнить вслед за этим и его орбиту. Что касается выбора орбиты, то необходимо заметить, что наиболее просто проблемы ориентации спутника и бортовой антенны на Землю решаются в том случае, если спутник совершает полет по круговой орбите. Однако с самого начала разработок стало очевидным, что имеющиеся возможности созданных ракет недостаточны для выведения спутника связи на необходимую для этих целей высокую круговую орбиту. Оставалось одно использовать эллиптические орбиты. Параллельно шли расчеты по определению параметров орбиты, на которую можно было бы вывести спутник, и, по мере углубления проработок, - уточнение его массы. В результате удалось добиться возможности выведения спутника на высокоэллиптическую орбиту с периодом обращения ч, высотой апогея 40000 км над Северным полушарием. Совершая по такой орбите два оборота в сутки, спутник на одном из них пролетает над Северной Америкой, на другом - над Советским Союзом, обозревая при этом всю территорию нашей страны непрерывно в течение не менее 9 ч. Эта орбита подходила для спутника связи. Из трех спутников, движущихся друг за другом над нашей страной, можно было построить систему круглосуточной связи по территории СССР.
Одной из самых сложных проблем при проектировании спутника связи была разработка системы ориентации. Требовалось обеспечить одновременную ориентацию солнечных батарей на Солнце и антенны на Землю в течение длительных сеансов связи. Использовать только систему реактивных микродвигателей для этих целей невозможно, т.к. потребный запас топлива для них существенно превышал массу самого спутника. Поэтому был предложен маховик-гироскоп в упруго-вязком подвесе, с помощью которого можно удерживать постоянную ориентацию одной оси на Солнце и путем изменения угловой скорости маховика осуществлять развороты спутника вокруг этой оси.
Теперь проблема постоянной ориентации солнечных батарей на Солнце и одновременной ориентации' антенны на Землю в сеансах связи при малых затратах топлива для микродвигателей могла быть и была решена следующим образом. Плоскость солнечных батарей расположили перпендикулярно оси вращения маховика-гироскопа, а антенну стали поворачивать в тангажной плоскости. Маховик-гироскоп, сохраняя постоянным направление оси вращения, удерживал ориентацию солнечных батарей на Солнце. По мере отклонения Солнца от оси маховика-гироскопа по сигналам отдатчика солнечной ориентации периодически включались микродвигатели и восстанавливали ориентацию оси вращения маховика-гироскопа на Солнце. Перед каждым сеансом связи осуществлялось вращение всего аппарата вокруг направления на Солнце до тех пор, пока Земля не оказывалась в плоскости размещения бортовой антенны, которая затем, отклоняясь от исходного положения, наводилась на освещенный край Земли с помощью расположенного на антенне оптического датчика. Такая ориентация удерживалась в течение всего сеанса.
Система энергопитания состояла из солнечной батареи, площадью приблизительно равной 20 м2, и специально разработанной для спутника «Молния-1» аккумуляторной батареи, рассчитанной на большое количество зарядно-разрядных циклов. В солнечной батарее для обеспечения защиты фотоэлектрических преобразователей от воздействия радиации использовалась наклейка защитных стекол, что позволило значительно увеличить срок ее службы. Перед разработчиками системы терморегулирования тоже стояли сложные задачи. Впервые в космической технике необходимо было осуществить непосредственное жидкостное охлаждение высокотемпературных элементов - ламп бегущей волны блока усиления ретранслятора. ЛЕВ были выделены в отдельный агрегат, к которому подключили жидкостный контур системы терморегулирования.
Спутник «Молния-1» - первый объект, на котором в течение продолжительных сеансов связи выделялось большое количество тепла. Обеспечение требуемого температурного режима внутри гермоотсека удалось успешно решить, используя постоянную ориентацию одной из осей спутника на Солнце. В плоскости солнечных батарей к гермоотсеку был прикреплен радиатор-нагреватель, постоянно освещенный Солнцем. Поверхность радиатора, обращенная к Солнцу, была оклеена фотоэлектрическими преобразователями и, таким образом, использована для увеличения площади солнечных батарей. В тени, за радиатором-нагревателем, вокруг цилиндрической обечайки гермоотсека был установлен радиатор-холодильник. Такая схема устройства системы терморегулирования позволяла при повышении температуры в отсеке переключать жидкостный контур на радиатор-холодильник, при понижении температуры - на радиатор-нагреватель. Увеличение интенсивности теплообмена достигалось тем, что с помощью вентилятора осуществлялась обдувка аппаратуры газом, для организации движения которого в отсеке был установлен воздуховод, разделяющий встречные потоки газа. Для проведения коррекции орбиты спутника использовался однокамерный двигатель на компонентах топлива АК + НДМГ с тягой в пустоте 200 ± 30 кгс, суммарным удельным импульсом тяги 8000 кГ*с, удельным импульсом тяги 290 с, допускающий многократное включение. Коррекция выполнялась в перигее орбиты. В системе управления помимо использования традиционных радиолиний - командной и траекторных измерений пришлось применить программно-временное устройство, по командам которого, «зашитым» в память или закладываемым на борт в виде уставок, происходило управление работой бортовых систем автоматически, без вмешательства с Земли. Так, по командам от ПВУ можно проводить в автоматическом режиме подряд до шести сеансов связи, осуществлять управление работой бортовых систем при проведении коррекции орбиты, в процессе которой спутник вообще не был виден с наземных пунктов управления, расположенных на территории СССР.
Сложная задача стояла перед разработчиками антенно-фидерных устройств спутника, которые разрабатывались двух видов: слабонаправленные, с полусферической диаграммой направленности - для радиолиний командной, телеметрической, траекторных измерений; узконаправленные - для тех же радиолиний и одновременно для ретранслятора. В начале сеанса связи управление работой спутника осуществлялось через слабонаправленные антенны, а после ориентации на Землю антенны ретранслятора через нее шла передача служебной информации.
При разработке антенны ретранслятора надо было реализовать одновременно противоречащие друг другу требования. С одной стороны, требовалась достаточно широкая диаграмма направленности (20°) для обеспечения связи с наземными пунктами во всей зоне радиовидимости; с другой стороны как можно большее усиление антенны, чтобы наземные приемные устройства были более простыми. Интересное решение было найдено при компоновке аппаратуры внутри гермокорпуса аппарата. Аппаратуру разместили в ячейках крестообразной рамы, причем блоки установили таким образом, чтобы центровка рамы относительно продольной оси приближалась к нулевой. По раме был проложен кабельный ствол с разъемами, к которым подключалась устанавливаемая аппаратура. Обеспечивался свободный доступ к любому из приборов. Конструктивная схема спутника выглядела следующим образом. Гермокорпус имел цилиндрическую обечайку с двумя стыковочными шпангоутами и два конических днища.
В верхнем коническом днище был размещен блок ламп бегущей волны ретранслятора, требующий жидкостного охлаждения. На цилиндрической обечайке установили радиатор-нагреватель, плоскость которого перпендикулярна продольной оси, радиатор-холодильник, солнечные батареи (шесть панелей) и две направленные антенны, размещенные в диаметрально противоположных точках. На верхнем коническом днище крепилась корректирующая двигательная установка, а на стыке верхнего днища с цилиндрической обечайкой крепилась рама пневмосистемы. В верхнем днище имелся люк для доступа к гидро- и электроразъемам, которые состыковывались при сборке верхнего днища с цилиндрической обечайкой. После стыковки, заправки и проверки жидкостного контура верхнее днище и цилиндрическая обечайка больше не расстыковывались.
Внутри цилиндрической обечайки к ней крепился концентрический цилиндрический воздуховод. Внутри нижнего днища был установлен маховик- гироскоп. Таким образом, чтобы получить доступ ко всем приборам и агрегатам спутника, достаточно было разъединить гермокорпус по нижнему стыковочному шпангоуту, снять верхний корпус с цилиндрической обечайкой с закрепленными на них приборами и агрегатами, а затем отстыковать приборную раму от нижнего днища. Панели солнечных батарей в транспортном положении складывались вдвое и укладывались в виде шестигранной пирамиды, а затем, после выведения спутника на орбиту, раскрывались и оказывались в поперечной плоскости в районе стыковочного шпангоута цилиндрической обечайки с нижним конусом. Большой размах солнечной батареи (около 8 м) обеспечивал необходимое соотношение моментов инерции, а симметричность конструктивно-компоновочной схемы спутника в целом относительно продольной оси обеспечивали необходимое размещение центра тяжести аппарата.
Позднее, в период летных испытаний спутника, выяснилось, что воздействие радиационных поясов Земли на элементы солнечных батарей интенсивнее, чем предполагалось. Тогда были внедрены створки на солнечных батареях, частично закрывающие элементы солнечных батарей на начальном этапе эксплуатации спутника, а затем, по мере снижения токопроизводительности элементов, - раскрывающиеся поочередно по командам с Земли. Так удалось поддержать токо- производительность солнечных батарей на нужном уровне в течение длительного времени. К концу летных испытаний (четыре успешных запуска) ресурс спутника был доведен до одного года.
Система связи на базе спутника «Молния-1» первоначально должна была состоять из спутника и двух наземных пунктов: в Москве (НИП-14) и Владивостоке (НИП-15). Управление бортовыми системами спутника осуществлялось специально созданной оперативной группой, располагавшейся на территории НИП-14 (вблизи г. Щелково). Вначале предполагалось в ОКБ-1 изготовить четыре спутника «Молния-1» - спутники первого этапа. Они должны были быть готовы к отправке на техническую позицию уже в первой половине 1963 г., практически через полтора года после начала работ. Однако неординарность задачи и задержки с поставкой аппаратуры привели к сдвигу сроков готовности спутников на целый год.
Первый запуск спутника «Молния-1» состоялся июня 1964 г., но потерпел неудачу из-за аварии носителя. Вторая попытка проведена 22 августа того же 1964 г. Спутник на орбиту был выведен, но антенны не раскрылись из-за неучета жесткости проложенного по ней кабеля. Со спутником проводили испытания в нештатном режиме. Он был объявлен как спутник «Космос-41» и проработал на орбите до 26 мая 1965 г. Необходимо отметить, что С.П.Королев уже в начале 1964 г. обратился в вышестоящие инстанции с просьбой о передаче работ по спутнику «Молния-1»в ОКБ-Ю (г. Красноярск) «в целях развития работ по космической тематике и разгрузки ОКБ-1 и опытного завода». Его просьба была удовлетворена, и в марте 1964 г. вышел по этому поводу соответствующий приказ Председателя Госкомитета по оборонной технике. Однако после двух неудачных запусков спутника к этому вопросу пришлось вернуться вновь. По указаниям Д.Ф.Устинова и заместителя Председателя ГКОТ Г.А.Тюлина на ОКБ-1 и опытный завод возлагалась задача изготовить еще четыре спутника (в т.ч. один запасной) со сроками изготовления в апреле-июне 1965 г. Таким образом, всего в ОКБ-1 изготовили восемь спутников «Молния-1», состоялось семь их запусков, из которых четыре были полностью успешными.
Велика роль в создании первого отечественного спутника связи «Молния-1» и смежных предприятий - разработчиков систем и агрегатов: НИИ-695 (Ю.С.Быков, М.Р.Капланов) - ретранслятор «Альфа», НИИ-885 (М.С.Рязанский) - командная радиолиния, радиотелеметрия, траекторные измерения, НИИ-627 (АТ.Иосифьян, Н.Н.Шереметьевский) - силовой маховик-гироскоп в упруго-вязком подвесе, ВНИИИТ (Н.С.Лидоренко) - солнечные батареи, НИАИ (В.М.Федоров, В.В.Теньковцев) - аккумуляторная батарея, ОКБ-2 (А.М.Исаев) - корректирующая двигательная установка, ЦКБ-589 (Н.Г.Виноградов) - оптические приборы системы ориентации, ВНИИ-380 (И.А.Росселевич) - бортовые телекамеры.
К подготовке эксперимента по исследованию радиационных поясов Земли в ОКБ-1 приступили в 1960 г. Было решено осуществить запуск одной ракетой-носителем типа Р-7 (8А92) двух специальных спутников, орбиты которых охватывали бы границы радиационного пояса Земли, что позволило бы углубить и расширить программу исследований без дублирования американских данных, полученных ранее. К тому же наклонение орбит в американском эксперименте (30°) существенно отличалось от намечаемой программы ОКБ-1 (60°).
Острой необходимости в получении новых данных по радиационным поясам Земли для первых пилотируемых полетов не было. Эти исследования были необходимы в основном для перспективных программ косми ческих полетов по межпланетным траекториям, поэтому к ним готовились обстоятельно. Ко 2 июля 1960 г. в ОКБ-1 подготовили исходные данные для разработки спутников, получивших название «Электрон-1» (Э-1) и «Электрон-2» (Э-2), и доработки трехступенчатой ракеты-носителя.
Спутник Э-1 размещался в трубе, расположенной перпендикулярно продольной оси ракеты, и выстреливался с помощью порохового двигателя тягой 3350 кгс и временем работы 12-15 мс на активном участке третьей ступени, отделение спутника Э-2 предусматривалось по стандартной схеме после достижения заданной скорости. Корпус спутника Э-1 состоял из двух полуоболочек радиусом 325 мм, соединенных между собой цилиндрической вставкой 650 мм. Постоянно работающей системы ориентации не было из-за массовых ограничений. Корпус спутника Э-2 состоял из двух полуоболочек с увеличенным, по сравнению с Э-1, радиусом 400 мм, соединенных также цилиндрической вставкой высотой 850 мм. Каждая свободная поверхность спутника была оклеена элементами солнечных батарей.
Положение спутников Э-1 и Э-2 в пространстве фиксировалось с помощью солнечных датчиков. Для управления их бортовыми системами служила командная радиолиния, обеспечивающая передачу 20 команд, и программно-временные устройства. Запоминающее устройство при полете не над территорией СССР записывало полученную информацию в двух режимах: в первом - при использовании полного объема памяти в течение 20 ч, во втором - с записью циклами по 10 с через каждые мин или со скважностью 7 мин, что увеличивало время запоминания. Последний режим использовался для записи данных на витках, не проходящих над территорией СССР. Орбита спутника Э-1 замерялась когерентным радиопередатчиком, спутника Э-2 - специальной системой радиоконтроля.
Спутники «Электрон» прошли экспериментальную отработку на специальных установках. Испытания предусматривали отработку тепловых режимов объектов (верхнего и нижнего), прочностные испытания для проверки работоспособности конструкции при нагрузках в момент сброса нижнего спутника (в момент работы порохового двигателя), проверку работы систем отделения верхнего и нижнего спутников от рамы. Первый запуск спутников состоялся 30 января г. в 12 ч 45 мин 09 с.
В полете вся аппаратура работала нормально, но в процессе полета было выявлено отрицательное влияние радиационных пояссв на солнечные батареи, которое оказалось значительно больше расчетного. Так, на спутнике Э-1 они питали аппаратуру в течение двух месяцев до 27 марта 1964 г. (485 витков), а на спутнике Э-2 - в течение пяти месяцев до 30 июля 1964 г. (164 витка). Ко второму запуску были приняты меры, направленные на повышение характеристик солнечных батарей и снижение потребления тока в дежурном режиме.
Второй запуск спутников «Электрон» (Э-3 - аналог Э-1 и Э-4 - аналог Э-2) состоялся 11 июля 1964 г. в 00ч 51 мин 02 с. При втором запуске солнечные батареи обеспечивали питанием аппаратуру спутника Э-3 в течение шести месяцев (вместо двух расчетных) до января 1965 г. (1594 витка), а спутника Э-4 - восьми с половиной месяцев до 23 мая 1965 г. (281 виток). На основании полученных данных, с учетом имевшейся информации, НИИ ядерной физики МГУ составил «Модель космического пространства», позволяющую надежно оценивать радиационную опасность при полетах пилотируемых и автоматических аппаратов и разрабатывать меры радиационной защиты.
Создание тяжелой двухступенчатой ракеты-носителя УР-500 сделало возможным проведение уникальной программы исследований природы космических лучей высоких и сверхвысоких энергий, для чего требовалось выводить на околоземные орбиты тяжелые счетчики. Значительные научные результаты, полученные при пусках первых станций «Протон», были успешно совмещены с отработкой самой ракеты-носителя.
Масса станции составляла 12 т при массе научной аппаратуры -3,5 т. Полезная нагрузка станций-научная аппаратура для изучения космических частиц высоких и сверхвысоких энергий, а также основных видов космической радиации в широком энергетическом спектре. Изготовление металлических экранов для сенсорной аппаратуры - НИИЯФ МГУ, сборка и заводские испытания всего комплекта научной аппаратуры производились в ОКБ-52. В программу полета входило: изучение энергетического спектра космических лучей до энергий 10 в 14 эВ и химического состава космических лучей до энергий 10 в 12 эВ; измерение вероятности и изучение динамики столкновения частиц космических лучей с атомными ядрами мишеней; определение интенсивности и энергетического спектра электронов и гамма-лучей галактического происхождения.
Система ориентации использовалась для определения угловой ориентации спутника в геоцентрической системе координат. В качестве двух независимых направлений выбраны вектор напряженности магнитного поля Земли и вектор направления на Солнце. Соответственно в состав системы ориентации входили магнитометр и оптический прибор определения направления на Солнце. Данные измерений передавались по телеметрии. Система активного демпфирования использовалась для гашения больших угловых скоростей вращения спутника. Система обеспечивала значения установившихся угловых скоростей не более 1 град./с. Датчик - блок демпфирующих гироскопов. Исполнительные органы - воздушные сопла. Количество сопел по курсу и тангажу - по 2 в канале, их тяга - по 5 кг; по крену - 4 сопла тягой по 4 кг. Телеметрическая аппаратура БР-17 обеспечивала регистрацию параметров научной аппаратуры по 116 каналам с опросностью 1 раз в 8 с. Система энергопитания включала четыре раскрывающихся крыла солнечной батареи площадью по 4 м2 с двухсторонним покрытием кремниевыми фотоэлементами общей площадью 32 м2, а также серебряно-цинковые аккумуляторы. Система охлаждения приборного контейнера построена на прокачке азота вентиляторами через радиационный теплообменник. Обогревательный блок поддерживал температуру в приборном контейнере не ниже 35°С.
Запуск тяжелых космических станций «Протон» впервые обеспечил измерения высокоэнергетических частиц космических лучей и ознаменовал начало нового этапа в изучении и освоении космического пространства, значительно опередив в то время США по размеру тяжелых космических аппаратов. Станция «Протон-1» экспонировалась на выставке АН СССР в Будапеште, Бухаресте, Турции и на ВДНХ в Москве.
Запуск тяжелого искусственного спутника Земли «Протон-4» проводился в соответствии с постановлением правительства от 3 августа 1964 г. Целью этого запуска являлось продолжение исследований космического пространства в соответствии с программой, объявленной ТАСС 16 марта 1962
Масса станции «Протон-4» составляла 16 т, масса научной аппаратуры -12,5 т. Станция «Протон-4» находилась в полете 250 суток и прекратила свое существование на 3975-м витке 24 июля 1969 г. с точкой падения 80,0° в.д. и 4,36° ю.ш. (Индийский океан). Назначение и принципы работы бортовых систем станции «Протон-4» аналогичны системам станций «Протон-1, -2, -3». Программа научных исследований с помощью станции «Протон-4» позволяла решить следующие задачи: измерение эффективных сечений неупругого взаимодействия протонов с протонами, протонов с ядрами углерода, железа и свинца с точностями 1-5 % в диапазоне энергий 10 в 11 — 10 в 13 эВ; изучение зависимости множественности рождаемых частиц от энергии первичных протонов и ядер гелия при их взаимодействии с протонами и ядрами углерода в диапазоне энергий 10 в 11 — 10 в 13 эВ; изучение зависимости неупругости взаимодействия протонов и тяжелых ядер от энергии первичных частиц и атомного веса ядра мишени (водород, углерод, железо) в диапазоне энергий 10 в 11—10 в 1З эВ; изучение флюктуации некоторых характеристик взаимодействия частиц высоких и сверхвысоких энергий (10 в 11 — 10 в 13 эВ) с разными атомными ядрами; изучение энергетического спектра и химического состава первичных частиц космических лучей в области энергий до 10 в 15 эВ;
Компоновка станции «Протон-4» определение интенсивности энергетического спектра и зарядового распределения электронной компоненты первичного космического излучения; определение интенсивности и энергетического спектра первичного гамма-излучения в области энергий 10 в 8-10 в 10 эВ; исследование химического состава, частиц космических лучей, генерируемых на Солнце в периоды солнечных вспышек. В ходе полета был получен большой объем информации, позволившей установить характер энергетического спектра космических частиц в диапазоне 10 в 14— 10 в 15 эВ и расширить таким образом в 10 раз диапазон энергетических измерений, проведенный ранее станциями «Протон-1, -2, -3». Станция «Протон-4» экспонировалась на авиасалоне в Ле-Бурже (1969 г.), на всемирной выставке «Экспо-70» (г. Осака, Япония) и на ВДНХ в Москве, вызывая всеобщий интерес.
Для своевременного перехвата баллистических ракет (головных частей) до выполнения ими поставленной задачи поражения заданных объектов необходимо было обнаружить их на дальности, обеспечивающей своевременную постановку задачи огневым средствам противоракетной обороны. Наибольший резерв времени (до 20-24 минут) давала бы возможность надежного обнаружения пуска с момента подъема ракеты со старта или ПУ, но размещение наземных или базирование корабельных и авиационных средств разведки вблизи границ США не представлялось возможным.
В начале 1960-х гг. темпы создания и постановки на дежурство ракетно-ядерного оружия стали стремительными. Опасность неспровоцированного внезапного применения его возрастала, появлялись мобильные носители (морские и сухопутные), а также БР оперативно-тактического класса с ядерными БЧ, что резко сокращало время на подготовку и реализацию ответного удара. Для оперативного оповещения о ракетно-ядерном нападении необходимо было организовать надежную разведку и передачу информации о пусках ракет противником.
В 1960 г., опираясь на ведущиеся в ОКБ-52 разработки спутников военного назначения (ИС - истребитель спутников, УС - управляемый спутник морской разведки) Генеральный конструктор ОКБ-52 (ныне АО «ВПК «НПО машиностроения») В.Н.Челомей предложил создать спутниковую систему раннего обнаружения пусков баллистических ракет. НИИ-4 МО СССР в соответствии с директивой ГШ ВС СССР от 11 июля г. и ТЗ от 15 мая 1961 г. были определены требования к спутниковой системе раннего обнаружения пусков баллистических ракет и сформулированы задачи, которые должна решать эта система в интересах ПРО.
При выполнении работы коллективы разработчиков столкнулись с рядом трудностей, связанных с новизной темы. Как уже было сказано выше, время получения информации о запуске баллистических ракет является одним из основных факторов, определяющих возможность эффективной защиты страны. Это определяется дальностью, на которой отечественными средствами с территории страны обнаруживаются ракеты на траектории. Существующие в то время радиолокационные станции не справлялись с этой задачей, а при применении противником управляемых ракет с настильной траекторией, специальных поглощающих покрытий ракет и боеголовок, а также в условиях радиопротиводействия дальность обнаружения резко сокращалась.
Было признано, что одной из наиболее перспективных систем, решающих задачу обнаружения пусков БР, является спутниковая система, состоящая из космических аппаратов, оснащенных ИК-теплопеленгатором, работающим по инфракрасному излучению факелов ракетных двигателей на активном участке. Несмотря на, казалось бы, мощное тепловое излучение факела твердотопливных и жидкостных ракетных двигателей, селекция полезного сигнала на фоне хаотического ИК-излучения подстилающей поверхности (земля, вода, снег, асфальт и др.), облаков, излучения от нагрева корпуса ракеты, промышленных источников тепла, засветки приемника солнечными бликами и т.п. была достаточно сложной и требовала дополнительных исследований.
Экспериментальных данных по энергетическим и спектральным характеристикам факелов ракет еще не было. В связи с этим по результатам предварительных экспериментов с различными типами приемников ИК-излучения была обоснована дальность уверенного распознавания цели - 5000-6000 км. Это обстоятельство накладывало серьезные требования на баллистическое построение космической системы, выбор оптимальных по наклонению и высоте орбит спутников, а в конечном счете определяло количество спутников в космической системе, которая по техническому заданию должна обеспечивать беспропускной обзор практически всей поверхности Земли в любой момент времени.
Верхняя граница высоты орбиты спутников однозначно зависела от дальности устойчивой работы ИК-пеленгатора и при всех вариантах рассмотренных орбит составляла -2000 км. В дальнейшем в ходе развития системы при совершенствовании ИК-приемников, обеспечивающих большую дальность обнаружения целей, появились возможности перейти к поиску целей на фоне космоса, а также к высокоэллиптическим и геостационарной орбитам, что значительно сократило количество спутников в системе.
Специалистам ВМФ и разработчикам противокорабельных комплексов П-6 и П-35 было очевидно, что в борьбе с корабельными группировками противника боевая устойчивость средств целеуказания на базе самолетов и вертолетов с дозвуковой скоростью полета окажется недостаточной. С учетом этого в ОКБ-52 родилась идея об использовании космических средств для решения задачи целеуказания противокорабельному ракетному оружию. Идея была поддержана Главкомом ВМФ С.Г.Горшковым и одобрена Правительством СССР.
23 июня 1960 г. вышло постановление правительства о разработке системы «УС» для морской космической разведки и целеуказания. Головным разработчиком системы было определено ОКБ-52 Госкомитета по авиатехнике (генеральный конструктор - В.Н.Челомей). В начале 1961 г. кооперацией предприятий промышленности под руководством ОКБ-52 был выполнен аванпроект системы МКРЦ.
Предлагаемая к разработке система МКРЦ не имела аналогов как в нашей стране, так и за рубежом. Для реализации проекта необходимо было решить целый ряд сложных научно-технических проблем. В создании МКРЦ участвовала большая кооперация разработчиков. В ходе проектных работ было принято решение разработать аппаратуру радиолокационной и радиотехнической разведки, способную наиболее эффективно решать задачу обнаружения надводных морских целей независимо от погодных условий, времени года и суток с двумя типами космических аппаратов: радиолокационной разведки «УС-А» и радиотехнической разведки «УС-П». В качестве бортового источника электроэнергии для КА «УС-А», учитывая низкие орбиты полета и большое энергопотребление радиолокатора, было решено создать ядерно-энергетическую установку. Для запуска КА предлагалось использовать ракету УР-200, которая разрабатывалась ОКБ-52 в качестве универсальной - межконтинентальной баллистической ракеты и ракеты-носителя КА.
Придавая большое значение экспериментальной отработке, Генеральный конструктор В.Н.Челомей поставил перед коллективом ОКБ-52 и предприятий кооперации задачу осуществить в период 1963-1964 гг. необходимый объем работ по изготовлению и наземной отработке аппаратуры, систем и комплексов, входящих в систему МКРЦ в целом, предполагая начать в 1965 г. летно-конструкторские испытания комплексов, входящих в систему, и, в первую очередь, КА «УС-А». Реализация этих мероприятий позволила приступить к автономным летным испытаниям КА «УС-А» в намеченный срок.
КА «УС-А» представляет собой сложную оригинальную конструкцию, рассчитанную на авиационную технологию изготовления. На КА размещался космический радиолокационный комплекс, а в качестве источника электропитания была применена ядерная энергетическая установка БЭС-5 «Бук». Ко всей аппаратуре КА предъявлялись жесткие требования по радиационной стойкости. Радиационная безопасность при подготовке к старту и в процессе выведения КА на орбиту обеспечивалась путем задействования реактора ЯЭУ только после выведения КА на заданную орбиту. Для обеспечения радиационной безопасности после выполнения КА целевой задачи было принято решение осуществлять захоронение его радиоактивной части на высокой орбите (со сроком существования 300-400 лет), обеспечивающей за время длительного существования на этой орбите «высвечивание» активной зоны реактора. Для этого была разработана специальная система увода КА на высокую орбиту.
Разработка КА «УС-П» в ЦКБМ была осуществлена на основе принципа максимальной унификации с КА «УС-А» и его бортовыми системами. Основное отличие составляли бортовой комплекс разведки и бортовые источники электропитания. Работы по бортовому комплексу радиотехнической разведки были проведены в Калужском научно-исследовательском институте. Приборный отсек КА «УС-П» отличался большим числом приборных блоков разных бортовых систем и подсистем. Общее число блоков доходило до 220, в т.ч. 50 блоков системы управления, 73 телеметрических блока, 25 блоков системы электропитания, 12 блоков командно-измерительной системы «Куб - Контур» и т.д.
На разработку компоновочной схемы отсека с высокой плотностью установки блоков понадобилось более полутора месяцев упорной работы. Высота полета КА «УС-П» (-440 км) и существенно меньшее, по сравнению с КА «УС-А», электропотребление позволили в качестве бортового источника электропитания использовать солнечную энергоустановку. Солнечная энергоустановка была разработана непосредственно в ЦКБМ с участием ВНИИИТ (ныне НПП «Квант») в части полупроводниковых элементов и Ленинградского научно-исследовательского аккумуляторного института в части бортовых аккумуляторов.
Солнечные батареи КА «УС-П» отличались рядом существенных нововведений: монтаж полупроводниковых солнечных элементов производился на стеклосетке, что улучшало условия теплоотдачи и вибрационную стойкость, была применена легкая и надежная система раскрытия и управления батареями.
В процессе эксплуатации системы МКРЦ, при очередном запуске 18 сентября 1977 г. КА активной радиолокационной разведки «Космос-954», выявился весьма существенный недостаток системы управления КА, что привело в январе 1978 г. к вхождению конструкции ядерного реактора в плотные слои атмосферы и, в конечном счете, к выпадению на поверхность Земли в районе Б. Невольнического озера (Канада) некоторого количества радиоактивных осадков. По результатам проведенного анализа были разработаны и внедрены мероприятия, полностью исключающие возможность несрабатывания системы управления в аналогичных и других ситуациях. Одновременно в конструкцию бортовой атомной электростанции были внесены изменения, обеспечивающие полное сгорание активной зоны ядерного реактора при любом его вхождении в плотные слои атмосферы.
Запуски КА «УС-А» возобновились в 1980 г. Эффективность этих мероприятий была подтверждена в 1983 г., когда активная зона реактора КА «Космос-1402» сгорела в верхних слоях атмосферы. При этом проведенный тщательный контроль со стороны как СССР, так и США каких-либо радиоактивных загрязнений поверхности Земли не обнаружил.
Серийное производство КА «УС-А» и КА «УС-П» было начато в 1977 г. на Ленинградском заводе «Арсенал» им. М.В.Фрунзе. За все годы было запущено 32 КА с установками БЭС-5. Из них до сегодняшнего дня продолжают свой полет на высоте 700-800 км от Земли 28 космических аппаратов. СССР был первой в мире страной, которая вывела на орбиту радиолокационную станцию обзора водной поверхности и обнаружения надводных кораблей с осуществлением автоматической обработки информации и передачи ее на подводные лодки, надводные корабли и наземные пункты. КА «УС-А», оснащенные бортовым радиолокационным комплексом, успешно функционировали в составе системы МКРЦ в 1975-1988 гг.
С 1981 г. группировка КА «УС-П» практически непрерывно поддерживалась в составе двух, а с 1985 г. трех спутников. марта 1988 г. состоялся последний запуск КА «УС-А», полет которого прошел нормально. Однако было принято решение отказаться от эксплуатации КА с ЯЭУ. Основной причиной было давление США и международных организаций, требовавших от СССР «прекратить загрязнение космоса». С января 1991 г. до 1993 г. запуски не проводились. С 1993 по 2006 г. было запущено тринадцать усовершенствованных КА «УС-П». Последний запуск КА «УС-ПУ», по сообщениям в открытой печати, состоялся 25 июня 2006 г. Полет его продолжался до 19 марта 2008 г. Всего до этой даты было запущено 42 КА «УС-П».
Космические аппараты системы МКРЦ, разработанные в ОКБ-52 под руководством академика В.Н.Челомея, отличались своей оригинальной конструкцией и были рассчитаны на использование авиационной технологии производства. Вначале предусматривалось размещение на одном КА радиолокационной станции как основного средства разведки надводных кораблей и радиотехнического пеленгатора излучений корабельных РЛС как средства дополняющего бортовую РЛС. Однако это решение существенно утяжеляло КА. В связи с этим по предложениям генерального конструктора КБ-1 А.А.Расплетина и директора НИИ-108 П.С.Плешакова было принято решение о создании для системы МКРЦ КА двух типов: активного КА с бортовой РЛС и атомной энергетической установкой (КА «УС-А») и КА с пассивным комплексом радиотехнической разведки и солнечными батареями в качестве источника тока (КА «УС-П»).
Разработка и создание космических аппаратов «УС-А» и «УС-П» потребовали решения ряда научнотехнических проблем. Из высоких тактико-технических требований к точности целеуказания вытекали высокие требования не только к бортовой аппаратуре управления, но и к специальной аппаратуре, в части точностей изготовления и стыковки отсеков КА, посадки блоков системы управления, установки крупногабаритных раскрывающихся антенных систем радиолокатора КА «УС-А» и крестообразных антенных систем с установленными на них фазовыми пеленгаторами бортового комплекса радиотехнической разведки КА «УС-П». В процессе проектирования конструкций КА были решены вопросы обеспечения герметичности и теплового режима больших объемов приборных контейнеров, оболочки которых использовались как контуры терморегулирования при сохранении минимального веса, прочности и жесткости конструкции.
Разработка бортового комплекса радиолокационной разведки КА «УС-А» осуществлялась в НИИ-17. Такое решение было принято исходя из существующих в тот период возможностей электронно-компонентной базы, а также возможности обнаружения надводных кораблей на фоне морской поверхности. В связи с отсутствием данных по фоноцелевой обстановке при зондировании морской поверхности из космического пространства использовались данные, полученные в НИИ-17 и КБ-1 при проведении исследований с авиационными РЛС. Впоследствии эти данные были уточнены при проведении летных испытаний системы МКРЦ. В состав бортового специального комплекса радиолокационной разведки «Чайка» входили:
некогерентная РЛС бокового обзора «Риф» (главный конструктор - П.О.Салганик) с оригинальной, легко компонуемой антенной; БЦВМ «Пламя» (главный конструктор - Б.П.Карманов), разработанная на полупроводниках и впоследствии замененная на БЦВМ «Аэлита» (главный конструктор - М.П.Богачев), созданная на новейших интегральных схемах и включающая в себя долговременное запоминающее устройство; бортовой канал передачи информации «Устой», разработанный МНИИРС (главный конструктор - М.С.Немировский);
контрольно-испытательная аппаратура комплекса «Дельфин», вначале работавшая в полуавтоматическом режиме, а затем полностью автоматизированная (главный конструктор - И.Г.Осипов).
Антенная система разрабатывалась под руководством члена-корреспондента АН СССР ЛДБахраха. Коллективу НИИ-17 удалось ответить на множество сложных вопросов, включая обнаружение с высокой вероятностью надводных кораблей на больших дальностях и на углах визирования при высоте полета КА « 270 км, решить задачи автоматической обработки радиолокационной информации на борту КА с целью уменьшения ее объема для последующей передачи по узкополосному каналу бортового комплекса передачи информации, а также задачи приема этой информации на малоразмерные антенные устройства, используемые на подводных лодках и надводных кораблях. Разработка бортового спецкомплекса «Чайка» также проводилась в НИИ-17. Возможности разработанного бортового комплекса радиолокационной разведки показывали, что высота орбиты КА не должна превышать 270 км, что и было принято за основу при выборе орбиты КА «УС-А». Использование относительно низкой орбиты и значительное энергопотребление БСК «Чайка» привели к необходимости применения ЯЭУ, что накладывало на его разработчиков дополнительные требования по защите аппаратуры комплекса от воздействия на него ионизирующих излучений бортового ядерного источника электропитания.
Космический аппарат «УС-А» представлял собой сложную и оригинальную конструкцию. Использование атомных бортовых электростанций не имело аналогов в мировой космической технике. За разработку бортовой атомной электростанции взялся конструктор ОКБ-670 (ныне НПО «Красная Заря») МАП М.М.Бондарюк. Однако из-за большого количества научно-технических проблем было принято решение о параллельной разработке бортовых атомных электростанций двух типов - с полупроводниковым преобразователем тепловой энергии ядерного реактора в электрическую энергию и с термоэмиссионным преобразователем. Учитывая успехи Сухумского физико-технического института в разработке полупроводниковых преобразователей, в основу создания бортовой атомной электростанции был положен первый вариант. Бортовая атомная электростанция «Бук» с использованием полупроводникового преобразователя тепловой энергии прошла полный цикл отработки и испытаний в составе КА «УС-А». Следует отметить, что в 1980-е гг. были завершены работы и по использованию ТЭП с проведением отдельных летных испытаний в составе приспособленных для этих целей КА системы МКРЦ.
Второй тип ЯЭУ получил название «Топаз». Определяющий вклад в создание бортовой атомной электростанции внесли ее главные конструкторы М.М.Бондарюк, В.И.Сербин и Н.И.Михневич, а также ведущие конструкторы Ю.Н.Глазунов, И.М.Вишнепольский.
Использование ЯЭУ повлекло за собой предъявление ко всей аппаратуре, установленной на КА «УС-А», жестких требований по радиационной стойкости. Это породило определенные трудности в обеспечении радиационной безопасности на всех этапах жизненного цикла КА: при подготовке к старту, процессе запуска КА и его целевом применении, а также после завершения выполнения КА целевых задач. Радиационная стойкость при подготовке к старту и в процессе выведения КА «УС-А» обеспечивалась путем запуска реактора ЯЭУ только после выведения КА на орбиту.
Космические аппараты после выполнения целевой задачи для обеспечения радиационной безопасности переводились на орбиту захоронения высотой около 1000 км, где отработавший реактор должен был просуществовать от 300 до 600 лет. Для перевода КА «УС-А» с рабочей орбиты на орбиту захоронения специалистами ЦНИИ «Комета» и НПО машиностроения была разработана специальная система увода КА на высокую орбиту. Эта система задействовалась по команде наземного комплекса управления или автоматически по сигналам датчиков, фиксирующих необратимые отказы на борту КА, требующие немедленного увода его на орбиту длительного существования.
В процессе применения КА «УС-А» по целевому назначению специалистами НПО «Красная Звезда» в ЯЭУ «Бук» была внедрена, начиная с КА «Космос-1402» (1982 г.), дублирующая система радиационной безопасности, которая в случае отказа системы увода при входе КА в плотные слои атмосферы обеспечивала диспергирование активной зоны реактора до размеров частиц, полностью исключающих радиационное заражение земной поверхности. Создание КА «УС-П» встретило сопротивление со стороны руководства Министерства общего машиностроения и ЦУКОС Минобороны, которые считали, что в целях экономии средств задачу радиотехнической разведки в составе системы МКРЦ могут решить уже разработанные к тому времени другие КА радиотехнической разведки для других видов ВС.
Сопротивление по созданию КА «УС-П» удалось преодолеть только после рассмотрения этого вопроса на заседании НТС ВПК и специальной комиссии под председательством заместителя министра радиопромышленности П.С.Плешакова. Главному конструктору системы МКРЦ М.К.Серову и специалистам ВМФ удалось доказать, что другие КА радиотехнической разведки принципиально, в силу заложенных в них конструктивных решений, не могут обеспечить передачу на носители противокорабельного оружия информации, пригодной для выработки данных целеуказания. Эту позицию поддержал заместитель министра радиопромышленности П.С.Плешаков, который еще в бытность директором ЦНИРТИ был в курсе проводимых работ по системе МКРЦ и досконально знал эту проблему. В результате было принято решение о разработке системы МКРЦ в составе двух взаимно увязанных подсистем космических аппаратов «УС-А» и «УС-П». Правильность принятого решения была подтверждена позднее результатами целевого применения системы МКРЦ. Косвенно это решение подтверждается и взглядами командования Вооруженных сил США, которые обосновывались опытом использования космических средств разведки, применявшихся в боевых действиях в Персидском заливе против Ирака в 1991 г.
Для вывода КА «УС-А» и «УС-П» на целевую орбиту в ОКБ-52 под руководством генерального конструктора В.Н.Челомея в 1962-1963 гг. была разработана и запущена в производство универсальная ракета УР-200. В1963 г. были завершены работы по созданию стартового комплекса на Байконуре, а в октябре 1964 г. после девяти запусков завершился этап летно-конструкторских испытаний ракеты УР-200. Однако в 1965 г. работы по ракете УР-200 прекратились, а для вывода КА системы МКРЦ на орбиту были рекомендованы ракеты-носители КБ «Южное» (г. Днепропетровск). Работы по стартовому комплексу были возложены на КБТМ.
В качестве PH КА «УС-А» и «УС-П» была использована специально доработанная боевая межконтинентальная ракета, созданная КБ «Южное». Доработанная PH, получившая название «Циклон-2», обладала высокими конструктивными качествами и безотказно обеспечивала выведение КА на заданные орбиты на всех этапах испытаний, после принятия на вооружение и на этапе эксплуатации. Стартовый комплекс был спроектирован таким образом, что после установки PH с КА на стартовый стол внешнее обслуживание их не предусматривалось. Все работы по заправке PH и КА, а также пуск ракеты осуществлялись из специального бункера управления, оснащенного необходимыми оборудованием и аппаратурой.
Для стартового комплекса ЦНИИ «Комета» создал аппаратуру с высокой степенью автоматизации, отображающую весь ход предстартовой подготовки PH и КА и осуществляющую на заключительном этапе автоматическое управление запуском PH с КА по сигналам системы единого времени. Основной вклад в создание контрольно-поверочной аппаратуры и аппаратуры автоматизированного запуска ракеты внесли специалисты ЦНИИ «Комета».
Для обеспечения приема информации от КА системы МКРЦ и выработки данных для целеуказания противокорабельному оружию Киевским научно-исследовательским институтом радиоэлектроники (КНИИРЭ, впоследствии переименован в НИИ «Квант») был разработан специальный корабельный комплекс. Главным конструктором разработки корабельного комплекса был назначен директор КНИИРЭ И.В.Кудрявцев. Руководство разработкой комплекса осуществляло комплексно-тематическое подразделение КНИИРЭ, возглавляемое Т.Е.Стефановичем, впоследствии ставшим главным конструктором комплекса и генеральным директором НИИ «Квант». В короткие сроки были изготовлены макеты и три экспериментальных образца комплекса, получившего наименование «Касатка». Отработка и испытания экспериментальных образцов проводились на стенде предприятия, в полевых условиях в кузовах фургонов и на подводной лодке К-81 проекта 651 к.
Учитывая сложность космического аппарата «УС-А» и оснащение его бортовыми системами, которые разрабатывались впервые и не имели аналогов, например ядерной энергоустановкой, было принято решение провести автономные летные испытания КА «УС-А» в два этапа.
При этом на первом этапе (1965— гг.) предусматривалась проверка работы системы ориентации и стабилизации, двигательной установки и системы охлаждения, а на втором этапе - отработка системы «увода» ЯЭУ на высокую орбиту для обеспечения радиационной безопасности после завершения программы полета КА. Для проведения первого этапа автономных испытаний выделялись два КА «УС-А». Для запуска КА использовалась ракета-носитель «Союз», а вместо ЯЭУ химические источники тока. Для управления работой бортовых средств КА и их контроля работы устанавливалась бортовая командная радиолиния, разработанная НИИ-648, и телеметрическая аппаратура, а отсутствующая штатная аппаратура заменялась габаритномассовыми макетами. На борту КА была установлена аккумуляторная батарея с емкостью, обеспечивающей работу КА в течение суток. Для приема телеметрической информации задействовались наземные измерительные пункты командно-измерительного комплекса.
Запуск первого КА «УС-А» состоялся 28 декабря 1965 г. с полигона Байконур. Космический аппарат был выведен на заданную орбиту. Полученные результаты подтвердили нормальное функционирование системы ориентации и стабилизации, а также системы охлаждения. Из-за отказа одного из двигателей мягкой стабилизации КА активно просуществовал на орбите всего лишь около полутора часов. Оценку точности работы орбитальной системы ориентации проверить не удалось из-за неисправности установленной астросистемы.
Второй запуск КА «УС-А» состоялся 20 июля 1966 г. Задачи испытаний при запуске второго КА были аналогичны задачам, которые отрабатывались при запуске первого КА. При запланированном лимите работы аккумуляторной батарее 24 ч КА просуществовал 12 ч. За это время была подтверждена нормальная работа всех установленных на КА систем и устройств, за исключением двигателей мягкой стабилизации (причина отказа была прежней). По заключению комиссии по анализу функционирования КА можно было переходить ко второму этапу испытаний с учетом проведения доработок двигателей мягкой стабилизации.
На проведение второго этапа испытаний (1967— 1969 гг.) было выделено три КА «УС-А» в ограниченной комплектации и три PH «Циклон-2». Основной задачей испытаний была отработка системы перевода радиационно-опасной части КА на высокую орбиту «высвечивания». На КА «УС-А» были установлены габаритно-массовые макеты ЯЭУ «Бук» со штатной системой увода и габаритно-массовый макет радиолокационной станции «Чайка» практически со штатной антенной. В качестве источника питания использовалась аккумуляторная батарея с емкостью, позволяющей функционировать КА на орбите не менее суток. Все остальные системы КА были штатными.
Запуск первого КА «УС-А» КА второго этапа испытаний состоялся 27 декабря 1967 г. с полигона Байконур. Ракета-носитель «Циклон-2» вывела КА на расчетную баллистическую траекторию с апогеем на высоте заданной орбиты, где включился двигатель доразгона, по окончании работы которого КА оказался на целевой орбите. Космический аппарат функционировал в течение 14,5 ч. В этот период времени все штатные устройства и системы КА работали нормально. Однако до окончания работы аккумуляторной батареи, из-за отказа одного из двигателей мягкой стабилизации, на борту КА системой ориентации и стабилизации была автоматически выработана команда на «увод» макета ЯЭУ «Бук» на орбиту «захоронения». Команды на осуществление «увода» были исполнены макет ЯЭУ «Бук» был переведен на заданную орбиту «захоронения». В целом программа испытаний первого КА второго этапа испытаний была выполнена, за исключением подтверждения работоспособности двигателей мягкой стабилизации, доработка которых была продолжена.
Запуск второго КА «УС-А» второго этапа испытаний состоялся 22 марта 1968 г. Программа испытаний была прежняя. Космический аппарат был выведен на заданную орбиту, время его активного и нормального функционирования составило 12,5 ч. Команда на перевод макета ЯЭУ «Бук» на высокую орбиту «захоронения» была выработана автоматически по рассогласованию одного из параметров, контролирующих стабилизацию КА. Причина оказалась прежней - отказ двигателя мягкой стабилизации из-за засорения канала подачи окислителя. Макет ЯЭУ «Бук» был переведен на заданную высокую орбиту. По результатам анализа работы двигателей мягкой стабилизации комиссией было рекомендовано перейти на новый тип окислителя при третьем запуске КА, а также улучшить динамику стабилизации КА, которая на этих участках траектории осуществляется двигателями жесткой стабилизации.
Запуск третьего КА «УС-А» второго этапа испытаний состоялся 25 января 1969 г. с задачами, аналогичными задачам первых двух пусков. В процессе запуска КА PH «Циклон-2» отработала штатно, двигатель доразгона отработал заданное время, но КА на орбиту не вышел, а приводнился в Тихом океане. Анализ причин неудачного пуска КА «УС-А» показал, что для улучшения динамики стабилизации КА в процессе его отделения от PH, в целях обеспечения оптимального стабилизирующего момента, была изменена компоновка двигателей жесткой стабилизации в канале тангажа. При этом моменты, создаваемые двигателями, изменились на обратные, однако в электрической схеме, обеспечивающей их включение, указанное изменение не было учтено. В результате КА после отделения от PH закрутился в плоскости тангажа и во время включения и работы двигателя доразгона продолжал вращаться. Не получив нужного импульса доразгона, КА не вышел на круговую орбиту и, двигаясь по баллистической траектории, приводнился в Тихом океане.
Проанализировав результаты испытаний, комиссия пришла к выводу, что, несмотря на неудачный запуск третьего КА, на основании положительных результатов первых двух пусков КА второго этапа испытаний, а также учитывая проведенные исследования и рекомендации разработчика двигательной установки, необходимо перейти на новый тип окислителя, задачи автономных летных испытаний КА «УС-А» считать выполненными. Комиссия посчитала возможным перейти к испытаниям КА «УС-А» в полной (штатной) комплектации.
Программой проведения совместных испытаний было предусмотрено проведение запусков трех одиночных и двух «сфазированных» КА.
Запуск первого КА «УС-А» состоялся 3 октября 1970 года. Его задачами являлись отработка всех бортовых систем и аппаратуры КА (в т.ч. бортовой системы управления, БСК «Чайка» и ЯЭУ «Бук»), проверка работоспособности наземных средств (НКУ и НСК), проверка стартового комплекса и основных тактико-технических характеристик PH «Циклон-2» при запуске КА. Первый КА функционировал на орбите всего 1 ч 55 мин, т.к. проявился конструктивный недостаток в канале регулирования температуры реактора ЯЭУ «Бук» и произошел автоматический увод радиационно-опасной части КА на орбиту длительного существования («высвечивания»). Тем не менее были получены очень важные результаты о работе двигательной установки на новом окислителе, функционировании системы ориентации и стабилизации, о фактических уровнях радиации при работе ЯЭУ «Бук», о ТТХ PH «Циклон-2» при запуске КА, о работе НКУ при проведении сеанса связи с КА, в т.ч. при определении параметров орбиты КА и прогнозировании его движения. Данные о работе БСК «Чайка» не были получены из-за ограниченного времени функционирования КА. По результатам запуска первого КА был доработан канал регулирования температуры реактора энергоустановки «Бук» и впоследствии этот эффект больше не повторялся.
Второй запуск КА «УС-А» состоялся 1 апреля 1971 г. Время функционирования составило 3 ч 09 мин. На этом запуске была получена и обработана на НСК информация о Гвинейском заливе, в котором было обнаружено и выявлено 29 одиночных целей, при этом две цели были отождествлены по координатному признаку с нашими транспортами. Была подтверждена работоспособность НСК и НКУ. Однако вышел из строя блок питания маховика системы стабилизации КА, поэтому на следующем КА были срочно проведены необходимые доработки.
Третий запуск КА «УС-А» состоялся 25 декабря г. Продолжительность функционирования КА составила 10 суток. На этом этапе к испытаниям подключились три корабельных комплекса «Касатка», установленные на двух подводных лодках Северного флота и на полигоне под г. Чернигов. С помощью БСК «Чайка» было выполнено несколько десятков сеансов осмотра заданных районов Мирового океана. Поступившая информация была обработана на НСК и комплексах «Касатка». Были также обнаружены и объекты мишенной обстановки.
Четвертый запуск КА «УС-А» состоялся 21 августа г. Его основной задачей было накопление данных для оценки основных ТТХ системы и работоспособности ее составных частей. В процессе проведения испытаний по информации, полученной от КА корабельным комплексом «Касатка», установленным на подводной лодке Северного флота, 25 августа 1972 г. была успешно выполнена стрельба по морской цели (щиту) противокорабельной крылатой ракетой «П-6». На пятнадцатые сутки полета при нормальном функционировании всех систем КА вышла из строя бортовая цифровая вычислительная машина БСК «Чайка». За этот период было проведено более сотни сеансов наблюдений заданных районов Мирового океана с передачей информации на НСК и корабельные комплексы «Касатка».
После выхода из строя бортовой цифровой вычислительной машины БСК «Чайка» испытания продолжались с целью набора статистических данных о работоспособности других бортовых систем, при этом на НСК передавалась только служебная информация. На 32-е сутки полета функционирование КА было прекращено из-за выхода из строя двигательной установки. Пятый запуск КА «УС-А» 25 апреля 1973 г. оказался неудачным, т.к. аппарат не был выведен на орбиту из-за нарушения работы двигателя доразгона на 22-й с после его включения. Не получив приращения скорости, КА упал в акватории Тихого океана. Нарушение работы двигателя произошло из-за разгерметизации тракта горючего вследствие нарушения целостности камеры сгорания двигателя доразгона.
Следующий запуск КА «УС-А» состоялся 27 декабря 1973 г. уже при головной роли ЦНИИ «Комета». Это был первый КА, изготовленный Ленинградским заводом «Арсенал» и Московским заводом «Мосприбор», впоследствии вошедшим в состав ЦНИИ «Комета». В течение всего 45-суточного цикла, предусмотренного программой испытаний, все бортовые системы КА работали нормально. Это был первый аппарат, который обеспечил решение всех задач, выносимых на испытания.
Парный запуск КА «УС-А» был произведен 15 мая и 17 мая 1974 г. В ходе проведения испытаний были определены характеристики «связанной» орбитальной группировки из двух КА «УС-А». Продолжалось накопление статистических данных, характеризующих выполнение основных требований ТТЗ на систему и ТЗ на ее составные части. Подводная лодка Северного флота К-47, оснащенная комплексом «Касатка», 12 июня 1974 г. по данным целеуказания, полученным от КА «УС-А», успешно выполнила практическую стрельбу противокорабельной ракетой П-6 прямым попаданием ракеты в мишень. Два «сфазированных» КА «УС-А» 29 июня и 1 июля 1974 г. достигли 45-суточного срока активного функционирования на орбитах.
По решению Государственной комиссии работа системы МКРЦ была продолжена до 25 июля и 30 июля 1974 г. соответственно, когда по решению Государственной комиссии функционирование «сфазированных» КА «УС-А» было прекращено путем планового увода радиационно опасных частей КА на орбиту длительного существования по командам с НКУ системы. 26 мая 1975 г. вышло постановление правительства о принятии системы МКРЦ с КА «УС-А» на вооружение Министерства обороны СССР.
Для проведения испытаний всего было запущено три КА «УС-П», изготовленных по документации главного конструктора на заводах «Арсенал» и «Мосприбор».
Запуск первого КА «УС-П» состоялся 24 декабря г. Он функционировал на орбите 58 сут. (при заданных по ТЗ 45 сут.). Функционирование КА прекратилось из-за израсходования топлива и выхода из строя батарей электропитания. Во время проведения испытаний были выявлены дефекты, связанные с неполным раскрытием антенных панелей комплекса «Кортик» по программным командам (полное раскрытие обеспечивалось по разовым командам с НКУ), и повышенные фазовые ошибки в приемных трактах комплекса «Кортик». По результатам пуска КА были проведены соответствующие доработки.
Второй запуск КА «УС-П» был произведен 29 декабря 1975 г. Его программа испытаний была выполнена полностью в течение 89 сут. Были определены мероприятия по доработке антенной системы комплекса «Кортик-С» из-за неправильно выбранного соотношения баз приемной антенны в одном из диапазонов.
Третий запуск КА «УС-П» был произведен 2 июля 1976 г. Продолжительность его функционирования составила 131 сут. Была произведена проверка и получены результаты по работе всех технических средств, входящих в состав системы МКРЦ, а также при одновременном функционировании одного КА «УС-П» и двух КА «УС-А». Несмотря на то, что имели место замечания по работе комплекса «Кортик-С» (в части неустойчивости его работы и возникновения ошибок в определении координат источников радиоизлучения), задачи пуска КА были выполнены.
Четвертый запуск КА «УС-П» был произведен 26 ноября 1976 г. В процессе 35-суточного полета КА была подтверждена эффективность доработок, выполненных по бортовому специальному комплексу «Кортик-С», и был получен достаточно большой объем данных для определения основных тактико-технических и эксплуатационных характеристик системы МКРЦ при работе с КА «УС-П». Функционирование КА было прекращено из-за выхода из строя двигательной установки по причине разгерметизации ее топливного тракта. При завершающей стадии летных испытаний системой МКРЦ выполнялись и целевые функции, в т.ч. предоставление ВМФ ценных сведений о надводной обстановке в Мировом океане.
В июне 1977 г. совместные испытания системы МКРЦ с КА «УС-П» были завершены. В ходе их проведения была подтверждена правильность принципов и технических решений, заложенных в создание системы МКРЦ, в т.ч. при одновременном функционировании КА «УС-П» и КА «УС-А». Полученный в процессе испытаний объем данных позволил оценить основные тактико-технические и эксплуатационные характеристики системы и подтвердить их соответствие основным требованиям ТТЗ Министерства обороны и ТЗ на составные части системы. Одновременно была выявлена необходимость доработки БСК «Кортик» в части точности определения координат и повышения надежности работы двигательной установки. Постановлением правительства от 14 ноября 1978 г. система МКРЦ была принята на вооружение в полном составе.
После рассмотрения нескольких вариантов построения системы ПКО на научно-технических советах была утверждена схема системы «ИС», использующая КА-перехватчик с радиолокационной головкой самонаведения и осколочной боевой частью. Функционирование системы «ИС» было предложено реализовать следующим образом. Наземные средства контроля космического пространства обнаруживают ИСЗ-цель и производят измерения параметров ее движения. Полученные данные передаются на командный пункт системы. На КП системы по этим данным производится расчет времени старта PH и программ управления PH и КА-перехватчиком для выведения его в район встречи с ИСЗ-целью. Данные расчета передаются на стартовую позицию и в цикле подготовки к старту записываются в бортовую аппаратуру PH и КА.
В расчетное время производится старт PH с КА-перехватчиком. После старта наземные средства контроля космического пространства уточняют параметры движения КА-цели и передают результаты на КП системы. После выведения КА-перехватчика на расчетную орбиту происходит его отделение от последней ступени PH, затем КА-перехватчик совершает управляемый полет. Совершив один виток, КА-перехватчик входит в зону связи со станцией определения координат и передачи команд, по результатам измерений которой уточняются параметры его орбиты. На КП системы, с учетом уточненных после первого витка параметров движения КА-перехватчика и уточненных параметров движения КА-цели, производится расчет программы полета КА-перехватчика в зону встречи с КА-целью, уточненная программа в цикле связи с СОК и ПК передается на борт перехватчика. После выполнения программы второго витка КА- перехватчик выходит в расчетный район встречи с ИСЗ-целью, включается его головка самонаведения, производится поиск и обнаружение ИСЗ-цели и захват ее на автосопровождение. КА-перехватчик в режиме самонаведения отрабатывает двигателями управления ошибки наведения на ИСЗ-цель. На заданной дальности происходит подрыв БЧ, направленное поле осколков которой поражает ИСЗ-цель.
В марте 1962 г. было принято решение выполнить пуски прототипа КА-перехватчика. На базе рамной конструкции двигательной установки в ОКБ-52 был изготовлен прототип КА-перехватчика. Прототип перехватчика «ИС» имел систему управления для ориентации и стабилизации в космическом пространстве и выдачи команд при выполнении маневров, которая была разработана в КБ-1 под руководством главного конструктора А.И.Савина. Эта система размещалась в приборном контейнере вместе с системой охлаждения и источником электропитания. На спутнике также была аппаратура телеметрии, позволявшая контролировать работу всех систем.
1 ноября 1963 г. был запущен первый прототип КА-перехватчика («Полет-1»), который полностью отработал программу маневрирования на орбите. В 1965 г. в разработке систем «ИС» и «УС» произошли серьезные организационные преобразования. августа 1965 г. постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР было решено для систем «ИС» и «УС» в качестве PH использовать «Циклон-2» (11К69) на базе БР Р-36, головной организацией по системам «ИС» и «УС» было определено КБ-1; головной организацией по PH (по доработке БР Р-36) - КБ «Южное», головной организацией по КА систем «ИС» и «УС» - ОКБ-52.
В утвержденных ТТТ на систему «ИС» войска ПВО сформулировали требования к оперативности действий ракетно-космического комплекса. В частности, старт КА-перехватчика, пристыкованного к PH и хранящегося на транспортно-установочном агрегате, должен производиться через 1 час после получения данных целеуказания. Таких сроков готовности тогда не было ни в одном космическом комплексе мира. Автоматический стартовый комплекс был создан совместными усилиями специалистов КБТМ и КБ-1. В состав РКК входили: PH; КА; техническая позиция для подготовки КА и PH; стартовая позиция, включающая два открытых стартовых стола и средства обеспечения предстартовой подготовки и пуска. На 90-й площадке Байконура были построены два стартовых комплекса для запуска КА систем «ИС» и «УС».
В марте 1966 г. под руководством М.К.Янгеля был создан эскизный проект промежуточного варианта носителя - PH «Циклон-2А» (11К67) на базе успешно завершавшей испытания МБР Р-36 (8К67). октября 1967 г. PH «Циклон-2А» вывела на орбиту аппарат «Космос-185», запущенный в интересах отработки конструкции КА-перехватчика системы «ИС». Созданием РКК «Циклон» был на практике реализован «безлюдный старт», где в период предстартовой подготовки PH и КА управление всем оборудованием ведется дистанционно с КП стартового комплекса.
В соответствии с ТТЗ время старта PH должно быть не хуже ±1 с относительно расчетного времени, что невозможно обеспечить при ручном управлении запуском. Поэтому в системе «ИС» запуск реализуется автоматически, после сигнала «Старт», который выдается пускающим примерно за 6 мин до расчетного времени запуска. После этого происходит «опрос» готовности всех систем к старту, а реальный старт - поджиг двигателей первой ступени PH - производится только тогда, когда время старта, установленное в автомате, совпадет со временем системы единого времени. Таким образом, время реального старта соответствует расчетному с точностью в несколько миллисекунд.
После старта PH и отработки программы выведения PH с КА-перехватчиком на опорную орбиту производится его отделение от PH, и далее КА продолжает автономный полет в соответствии с программой, записанной в бортовой системе управления. Проводятся уточнения параметров движения КА- перехватчика и ИСЗ-цели и расчеты по уточнению программы наведения КА-перехватчика. Уточненная программа по радиолинии передачи команд передается на борт КА-перехватчика. В результате ее выполнения КА-перехватчик переходит на рабочую орбиту, которая на втором витке приведет его в область встречи с целью. На заключительном этапе программного наведения скорость перехватчика доводится разгонным двигателем до требуемой для самонаведения скорости сближения с целью (-400 м/с). Включается радиолокационная головка самонаведения, которая обнаруживает и захватывает ИСЗ-цель, КА-перехватчик двигателями управления наводится на цель. При сближении до -750 м подрывается заряд боевой части, поле осколков которой поражает ИСЗ-цель. Требуемая рекордная точность измерения параметров орбиты перехватчика заставила строить станция определения координат и передачи команд по радио- интерферометрическому методу, обеспечивающему на одном проходе измерения параметров орбиты перехватчика с ошибкой не более 1 угловой минуты. Командно-измерительный пункт был построен в окрестностях Ногинска.
Изучена работа подшипниковых узлов достаточно массивных роторов скоростных электродвигателей в условиях невесомости. Результаты этих исследований легли в основу создания специализированного метеорологического спутника «Метеор» разработки ВНИИЭМ.
Примерно в это же время было принято судьбоносное для института решение об участии в конкурсе по созданию отечественного метеоспутника. В этом же конкурсе участвовали со своим проектом сотрудники одного из КБ фирмы М.К.Янгеля, которой была первоначально поручена эта работа. Это КБ предложило свой проект метеоспутника, в котором для пассивной ориентации на Землю использовалось гравитационное поле. ВНИИЭМ же предложил спутник с активной ориентацией, использующей для этого электромеханическую систему из трех двигателей-маховиков. Предусматривалась эффективная поворотная солнечная батарея. Эти два проекта рассматривались на Межведомственном научно-техническом Совете при Академии наук СССР, который возглавлял Президент АН СССР М.В.Келдыш. Совет являлся авторитетным «штабом» формирования космических программ. После тщательного анализа было принято предложение ВНИИЭМ, и проект получил название «Метеор».
Спутник был задуман для тех времен сложный и содержал много новаторских решений. Предполагалось, например, создание собственной системы поиска Земли и построения т.н. местной вертикали. Институт разработал построитель местной вертикали, который мог обеспечить более высокую точность и надежность наведения, чем конструкции других специализированных приборных фирм. Проблемой была «разгрузка» электродвигателей-маховиков (системы успокоения и ориентации спутника). Дело в том, что для гашения возмущающих воздействий на спутник требовалось увеличивать скорость вращения маховика. Для каждого двигателя-маховика есть предел угловой скорости, который обычно называют «насыщением». При достижении ее он теряет работоспособность. Чтобы ее восстановить, надо каким-то способом замедлить его вращение. На спутниках «Омега» это достигалось с помощью газореактивной системы, которая при «насыщении» какого-то двигателя-маховика компенсировала торможение маховика, поддерживая ориентацию аппарата, но это требовало расходов топлива, и такая система для длительной работы была бесперспективна.
Группа сотрудников ВНИИЭМ разработала систему, в которой для разгрузки двигателей-маховиков использовалось магнитное поле Земли. С помощью магниточувствительных датчиков определялись моменты включения электромагнитных катушек, чтобы «разгрузить» тот или иной двигатель-маховик. Использование такой «электромагнитной разрядки» позволило уменьшить массу и многократно увеличить ресурс системы ориентации.
В проекте «Метеор» впервые были предложены следящие за Солнцем солнечные батареи, что позволило многократно повысить мощность системы энергопитания. При разработке автоматической системы ориентации солнечных батарей космического аппарата «Метеор» был использован принцип компенсации возмущений, действующих на корпус космического аппарата при разгоне и торможении солнечных батарей, момент инерции которых превышал момент инерции корпуса. В приводе солнечных батарей был установлен маховик, компенсирующий возмущения на корпус КА. В дальнейшем создание высокоточных невозмущающих систем ориентации солнечных батарей сформировалось в одно из ведущих направлений института.
Срок службы первых метеоспутников из-за отказов электроники, несмотря на дублирование систем, был невелик - 6-8 месяцев. Чтобы поддерживать функционирование космической метеорологической системы, требовалось запускать их часто, а значит, поставить их производство на поток. Министерство общего машиностроения СССР, отвечавшее за космическую тематику, решило наладить производство метеоспутников на Днепропетровском машиностроительном заводе (ныне - ГП «ПО «Южный машиностроительный завод им. А.М.Макарова») по документации ВНИИЭМ. По чертежам ВНИИЭМ в Днепропетровске было выпущено 27 спутников «Метеор-1». Не все они выработали гарантийный ресурс. Но большинство работало достаточно стабильно, и это дало основание правительству выпустить в 1969 г. постановление о приеме космической системы «Метеор» в постоянную эксплуатацию. В составе системы непрерывно работали два-три спутника и три специально созданных наземных пункта приема, обработки и распространения метеорологической информации.
По инициативе командования войск ПВО в 1965 г. КБ-1 (ОКБ-41) была поручена разработка технических предложений, а впоследствии - эскизного проекта (1968 г.) системы с использованием высокоэллиптических орбит. Космическая система «Око» («УС-К») должна была войти в состав создаваемой в СССР системы предупреждения о ракетном нападении в качестве ее первого эшелона. Предстояло осуществить информационно-логическое взаимодействие в реальном времени двух сложнейших систем: космической системы и системы надгоризонтных радиолокационных станций обнаружения боеголовок запускаемых ракет.
Космическая система должна была обнаруживать все виды стартов заданных типов межконтинентальных баллистических ракет круглосуточно во все времена года в течение многих лет и в момент, максимально приближенный ко времени фактического старта, выдавать с высокой достоверностью такие данные, как время стартов, их координаты, азимуты стрельбы и количество стартовавших ракет. В состав системы, по исходному замыслу, должны были входить группировка КА, наземный командный пункт управления, средства подготовки и вывода КА на орбиту и средства обмена информацией с потребителями (КП (ЗКП) СПРН). Обнаружение стартующих МБР и определение параметров их траекторий предполагалось осуществлять по результатам наблюдения излучения факела ДУ ракеты на активном участке траектории ее полета в инфракрасном диапазоне оптического спектра с помощью бортовой аппаратуры обнаружения, размещаемой на КА. Поступающая с КА информация должна была обрабатываться на наземном КП для формирования типовых сообщений, которые по каналам системы передачи данных должны передаваться КП (ЗКП) СПРН. При этом интервал времени от момента фактического старта МБР до выдачи информации на КП СПРН должен составлять единицы минут.
Тематическое ведение работ обеспечивала лаборатория, возглавляемая С.Ш.Фрадковым, теоретическое ведение осуществляла лаборатория Ц.Г.Литовченко. Для уменьшения количества КА космической системы обнаружения стартов БР ее разработчики нашли решения построения этой системы на высоких эллип тических и стационарных орбитах. Для таких орбитальных позиций рабочие дальности до целей превышали 40000 км. Поэтому пришлось пройти сложный и тяжелый путь теоретических и экспериментальных исследований, поиска технических решений, конструкторской, технологической проработки и материализации идей и замыслов в реальные образцы аппаратуры, алгоритмов и программ, обеспечивающих необходимые тактико-технические характеристики системы.
В итоге было принято решение о создании трех модификаций унифицированной спутниковой платформы: неориентированной в пространстве с химическими источниками энергии (ДС-У1), неориентированной с солнечными батареями (ДС-У2) и ориентированной на Солнце (ДС-УЗ). Эскизный проект унифицированных космических аппаратов был разработан в 1963 г. и успешно защищен перед экспертной комиссией во главе с президентом АН СССР М.В.Келдышем. Всего в серии унифицированных космических аппаратов в 1963-1976 гг. было разработано, изготовлено и выведено на орбиту 49 космических аппаратов более 30 наименований. Многие из этих аппаратов с целью расширения их функциональных возможностей были дополнительно оснащены устройствами и системами успокоения космического аппарата, закрутки его вокруг продольной оси или ориентации по вектору напряженности магнитного поля Земли.
Малые унифицированные спутниковые платформы стали инструментальной основой для организации международного сотрудничества в области исследования космического пространства по программе «Интеркосмос». На их основе было создано и запущено 16 КА по этой программе.
Совместными усилиями Академии наук и Министерства обороны СССР была подготовлена и окончательно утверждена в августе 1960 г. программа первой очереди пусков ракеты-носителя 63С1. В программу вошли задания на разработку и запуск космических аппаратов ДС-А1, ДС-П1, ДС-К8, на которых наряду с решением исследовательских задач ставились и военно-прикладные эксперименты. Первая очередь пусков ракеты-носителя 63С1 предусматривала также выведение на орбиту исследовательских аппаратов 1МС, 2МС разработки ОКБ-1. Уже к декабрю 1961 г. была выпущена проектная документация на аппараты ДС-А1, ДС-П1, ДС-К8. В июне 1962 г. был выведен на орбиту первый аппарат ДС-П1, а в феврале 1963 г. пуски ракеты-носителя 63С1 первой очереди были завершены.
В программу второй очереди пусков ракеты-носителя 63С1, утвержденную в июле 1962 г., кроме уже известных аппаратов ДС-А1 и ДС-П1 вошли вновь разработанные исследовательские космические аппараты ДС-МТ и ДС-МГ, а также космический аппарат «Омега-1», созданный специалистами Всесоюзного научноисследовательского института электромеханики для отработки электромаховичной системы ориентации. Предусмотрен повторный запуск космического аппарата ДС-2 для отработки запуска из новой шахтной стартовой позиции ракеты-носителя 63С1.
Первый пуск носителя 63С1 второй очереди состоялся в мае 1963 г., последний - в июле 1965 г.
Поисковый этап работ по космической тематике завершился запуском малого космического аппарата оптической комплектации ДС-МО в марте 1967 г. В общей сложности осуществлено 15 успешных запусков космических аппаратов восьми типов.
Космические аппараты ДС-1, ДС-А1, ДС-К8, ДС-П1, ДС-МГ, ДС-МТ выполнены с максимально возможным использованием общей конструктивной и аппаратурной схем. Герметичный корпус космического аппарата состоял из двух полусферических днищ и цилиндрической проставки диаметром 800 мм. Внутри корпуса, заполненного азотом, расположены фермы, на которых размещены блоки химических батарей, радиотехнический комплекс, аппаратура управления и электронные блоки исследовательской аппаратуры. Датчики исследовательской аппаратуры устанавливались на цилиндрической части корпуса и верхнем днище. Бортовая обеспечивающая аппаратура космического аппарата комплектовалась, как правило, из серийно изготавливаемых приборов и оборудования ракетной техники.
Базовыми элементами аппаратурного комплекса КА стали аппаратура командной радиолинии БКРЛ-Э разработки НИИ-648, радиотелеметрическая система «Трал-МСД» и система радиоконтроля орбиты «Рубин-1Д» разработки ОКБ Московского энергетического института, химические источники питания разработки Всесоюзного научно-исследовательского института источников тока. Система терморегулирования построена на основе использования двух вентиляторов, блока управления с температурными датчиками и радиационной поверхности.
На аппаратах «ДС-МТ» и «ДС-МГ» применен выносной теплообменник с радиационной поверхностью. Антенно-фидерные устройства космических аппаратов содержат четыре штыревые, пять ленточных и одну щелевую антенны. Длина цилиндрической части корпуса не является постоянной и меняется от аппарата к аппарату в зависимости от состава и габаритов электронных блоков исследовательской аппаратуры. Так, корпус космического аппарата ДС-2 собран без использования цилиндрической проставки.
Все аппараты поискового этапа разработаны без использования системы ориентации в пространстве. Исключение составляет аппарат «ДС-МО» («Космическая стрела»), на котором впервые в мировой практике была применена аэрогироскопическая система ориентации космического аппарата. Характерной деталью внешнего вида аппарата является выдвижная юбка аэростабилизатора.
Разработка КА для низкоорбитальной системы специальной связи «Стрела-1» началась в середине 1961 г. Спутниковая связь как новый вид техники на стыке технологий космических и радиосвязи в те годы еще только обретала свое лицо. Экспериментальная спутниковая система связи на основе спутников «Стрела-1» состояла из КА, располагаемых на некорректируемых околокруговых орбитах высотой 1500 км. КА разрабатывались и изготавливались на базе имеющейся технологической оснастки. Термоконтейнер КА состоял из двух полусфер радиусом 400 мм, на одной из которых размещался выносной радиатор системы терморегулирования, на другой - солнечные батареи кольцевой формы.
КА «Стрела-1» - неориентируемый малогабаритный КА массой около 50 кг с установленным на борту ретранслятором диапазона, работающим в режиме «электронная почта»: прием, запоминание, перенос и последующая передача запомненной информации. Ретранслятор выполнял одновременно функции передачи на Землю телеметрических данных о состоянии бортовых систем КА и приема с Земли команд управления. Это был первый в отечественной практике случай использования объединенного ВЧ-тракта целевой и командно-измерительной аппаратуры. Орбитальная структура системы должна была формироваться групповыми запусками на орбиту сразу по 5 космических аппаратов на одной PH «Космос-3» или «Космос-ЗМ». Основным разработчиком радиотехнической составляющей системы «Стрела-1» был один из институтов Министерства обороны.
Система электропитания КА «Стрела-1» и «Стрела-2» и все ее комплектующие - неориентированные солнечные батареи, негерметичные серебряно-цинковые аккумуляторные батареи с ресурсом 3-6 месяцев и блок контроля источников питания - были спроектированы Всесоюзным институтом источников тока (ВНИИТ, теперь АО «НПП «Квант», г. Москва). В дальнейшем комплексную схемотехническую разработку конструкции и электрическое проектирование последующих КА выполняло уже КБ ПМ в Красноярске-26.
Примечательно, что на этих КА исследовались и возможности использования радиоизотопных энергоустановок: на двух космических аппаратах типа «Стрела-1» («Космос-84» и «Космос-90») вместо солнечных батарей были установлены энергоустановки «Орион» мощностью 10 Вт, использующие изотоп полония-210, разработанные в ОКБ ДД.Севрука при участии ИАЭ им. И.В.Курчатова и СФТИ. Бортовая аппаратура КА «Стрела-1» обладала незначительным энергопотреблением и малым тепловыделением, поэтому была применена пассивная система терморегулирования.
Система отделения для запуска пяти космических аппаратов на одной ракете-носителе представляла собой новую, оригинальную разработку - общую ферму с пятью поворотными рамками, которые удерживались от поворота около своих осей корпусом толкателя, заблокированного пирозамком. На устройство этой системы отделения были получены два авторских свидетельства.
Спутники системы специальной (персональной) связи «Стрела-2» (первоначальное название было «Пчела») предназначались для параллельного использования с системой «Стрела-1», были ее функциональным дополнением на основе альтернативных технологий. КА обеспечивал радиосвязь земных пользователей по определенному расписанию, информация передавалась с задержкой по времени.
КА «Стрела-2» был более сложным по конструкции и в эксплуатации, чем «Стрела-1». КА запускались по одному на круговые орбиты высотой менее 800 км. Передача информации осуществлялась более информативным бортовым приемо-передающим устройством с более высокой излучаемой мощностью на земную остронаправленную антенну зеркального типа. Это обусловливало необходимость постоянной ориентации КА по местной вертикали. Бортовой радиотехнический комплекс разрабатывал НИИ-695 (позднее - МНИИРС Минпромсвязи). Систему ориентации создал московский ЦНИИ-173 (ныне ЦНИИАГ, г. Москва). Его школа помогла ОКБ-Ю освоить новый тип схемного построения бортовых систем и впоследствии внести свой собственный значительный вклад в создание отечественных бортовых систем ориентации и стабилизации (управления движением КА вокруг центра масс). Точность ориентации КА «Стрела-2» относительно местной вертикали составляла -10 °. На спутниках «Стрела-2» был установлен в качестве попутной полезной нагрузки дополнительно один научный прибор - малоформатный регистратор для определения состава космических частиц в окружающем КА околоземном пространстве.
Первый спутник «Стрела-2» проработал недолго. Электрический ток, вырабатываемый мощной солнечной батареей, на тот момент не имевшей защиты от вредного ультрафиолетового излучения, очень скоро снизился, и через считанные месяцы спутник потерял работоспособность. В это время в ОКБ-Ю уже интенсивно работали над сборкой второго спутника. В октябре г. все узлы и приборы КА № 2 были изготовлены и установлены на приборную раму, спутник стоял почти готовый к началу комплексных испытаний, в НИИТП заканчивали изготовление первого комплекта бортовой командно-измерительной аппаратуры и комплекта наземной испытательной аппаратуры. В декабре 1965 г. начался монтаж КИА - более 10 металлических шкафов с электроникой, в феврале 1966 г. первый комплект аппаратуры КИС был доставлен на завод. В мае 1966 г. КА был вывезен на полигон Байконур.
По результатам опытной эксплуатации экспериментальной КС с КА «Стрела-1» в КБПМ был разработан штатный КА «Стрела-1М», летные испытания которого начались 25 апреля 1970 г. С космодрома Плесецк одной PH «Космос-ЗМ» был осуществлен запуск восьми космических аппаратов «Космос-336,..., -343», в связи с чем за рубежом новая система получила неофициальное название «Октет». На КА «Стрела-1М» была сохранена конструктивнокомпоновочная схема КА «Стрела-1». Для повышения мощности излучаемого сигнала и повышения качества и оперативности связи была улучшена диаграмма направленности антенн, увеличена мощность и введены дополнительные режимы работы БРТК.
Создание спутниковых систем с КА «Стрела-1 М» и «Стрела-2» совместно с Конкструкторским бюро прикпадной механики обеспечивали КБ Красноярского радиотехнического завод и Московский научно-исследовательский институт радиосвязи, производство - КРТЗ и Ярославский радиозавод. КА «Стрела-1М» послужил конструктивной базой для первого в стране летного эксперимента по применению никель-водородных аккумуляторов, которые в составе двух космических аппаратов были запущенны на орбиту 10 января 1978 г. Конструкция КА «Стрела-1 М» впоследствии была использована НПО ПМ в ряде случаев при создании малых радиолюбительских спутников «Радио», экспериментальных КА «Зея», «Можаец».
Все пуски КА «Стрела-1М» выполнялись с космодрома Плесецк. Всего за 23 года (1970-1992 гг.) выполнено 47 групповых пусков (по 8 КА в блоке), в т.ч. 2 нештатных. Средний темп пусков - немногим более двух пусков в год, или 16 космических аппаратов в год. Наибольшее число пусков (4x8 КА) отмечено в 1978 г. Всего КБ прикладной механики и НПО прикладной механики в 1970-1992 гг. было создано и запущено 368 КА «Стрела-1М», т.е. этот КА стал самым индустриальным спутником в отечественном, да и мировом спутникостроении.
Функционально КА «Стрела-2М» не сильно отличался от своего предшественника, но конструкция его была заметно обновлена и базировалась на единой конструктивно-компоновочной схеме с использованием унифицированных бортовых служебных систем, КА унифицированного ряда 1 (КАУР-1).
Платформа КАУР-1 была использована КБПМ для ряда КА на низких орбитах и берет начало от конструкции первого в мировой практике навигационно-связного (для управления движением объектов) спутника «Циклон». Принятая в КАУР-1 конструкция позволяла выполнять системные функции при габаритно-массовых ограничениях, накладываемых PH «Космос-ЗМ». Конструктивно-компоновочную схему определяли герметичный контейнер с размещенной внутри него бортовой аппаратурой; мачта выдвижного гравитационного устройства МГСО, не ориентируемая на Солнце солнечная батарея в форме цилиндра, являющаяся также радиатором бортовой СТР. Специально для КА «Стрела-2М» в КБПМ был разработан ряд новых бортовых приборов. Всего в 1970-1994 гг. было запущено 49 КА «Стрела-2М».
Разработка отечественной космической навигационной системы первого поколения в интересах военных морских потребителей проводилась на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 0762-319 от 11 сентября 1964 г., а несколько позже головная роль в довольно обширной кооперации разработчиков бортовых, наземных и корабельных средств системы была поручена ОКБ-10, еще малоизвестному тогда, находящемуся в пятилетнем возрасте предприятию, создавшему к тому времени ракету космического назначения «Космос-ЗМ» и первые отечественные спутники связи «Стрела-1» и «Стрела-2», выводимые этим носителем на круговые орбиты высотой 1500 км и 800 км соответственно.
Спутник совместно с комплексом наземных и корабельных средств получил шифр «Циклон», а навигационно-связной комплекс в целом - статус экспериментального. На спутниках «Циклон» дополнительно к доплеровскому передатчику двухчастотного навигационного сигнала и радиотелеграфному ретранслятору устанавливались навигационные передатчики сантиметрового (-10 ГГц) угломерно-дальномерного сигнала. Применение в системе «Циклон» дополнительно к допплеровскому угломерно-дальномерного способа определялось необходимостью коррекций корабельных гирокомпасов, хранящих текущий азимут фиксированного направления (угол между диаметральной плоскостью корабля и меридианом) как для кораблевождения, так и для прицеливания оружия (БРПЛ) по направлению стрельбы. Кроме того, проведение в одном сеансе радиально-скоростных и дальномерных измерений повышало точность, надежность и, главное, помехозащищенность обсерваций КА за счет пространственной селекции, т.к. угломерно-дальномерный сигнал принимался корабельной узконаправленной корабельной антенной с раствором сканирующей ДН 1,2°.
Конструктивно-компоновочная схема КА «Циклон» и его бортовые сервисные системы стали основой унифицированного ряда КА на низких орбитах (КАУР-1). К этому ряду, кроме КА «Циклон», относится целое семейство разработанных на нашем предприятии спутников навигации, связи, геодезии и научных исследований: 11Ф627 («Парус»), 11Ф643 («Цикада»), 17Ф118 («Надежда»), ИС («Ионосферная станция»). Значительным достижением в спутникостроении при создании КА «Циклон» явились оригинальные разработки пассивной магнитно-гравитационной системы ориентации КА. Были разработаны и налажено производство магнитного успокоителя, ленточного штыря с механизмом выдвижения и др. Совместно с А.В.Михайловым (автором известного «критерия устойчивости Михайлова»), были созданы для экспериментальной отработки системы ориентации уникальный полифилярный стенд и стенд для проведения магнитных измерений.
КБПМ, было принято поддержанное Заказчиком решение установить на первом экспериментальном навигационно-связном КА «Циклон» № 11Л вместо магнитно-гравитационной системы ориентации систему стабилизации спутника вращением. При создании такой системы, несмотря на простоту ее реализации, пришлось решить две проблемы: определение положения оси вращения КА после отделения его от PH и разработка методики контроля и прогнозирования ориентации оси вращения КА в полете в орбитальной системе координат, следовательно, и текущей ориентации КА относительно местной вертикали. Это, в свою очередь, позволяло в зонах радиовидимости знать значения коэффициентов усиления бортовых антенн в каждом текущем направлении КА - наземное (корабельное) РТС из числа задействованных в ЛКИ, - что исключало «соблазн» разработчикам той или иной аппаратуры в случаях сбоев в ее работе объяснять их «провалами» в ДН соответствующей бортовой антенны. А это было бы возможным при неконтролируемом положении в пространстве оси вращения КА и, соответственно, его строительных осей. Уникальной являлась также конструкция термостатированного каркаса неориентированной солнечной батареи, который одновременно выполнял функции радиатора в бортовой системе терморегулирования.
Первый навигационно-связной спутник «Циклон» («Космос-192»), положивший начало спутниковой радионавигации в нашей стране, был выведен на орбиту 23 ноября 1967 г. ракетой-носителем «Космос-ЗМ» с космодрома «Плесецк». 7 мая 1968 г. был запущен второй КА «Циклон» № 12Л («Космос-220») уже с магнитно-гравитационной системой ориентации, разработанной в ОКБ-Ю и изготовленной Механическим заводом в Красноярске-26. Она включала в себя магнитный успокоитель с диамагнитным подвесом, гравитационное устройство, блок управления гравитационным устройством и электромагнитное устройство. Конструктивно-компоновочная схема КА «Циклон» и его бортовые сервисные системы стали основой унифицированного ряда КА на низких орбитах (КАУР-1).
С 1966 г. РВСН начали постановку на боевое дежурство многочисленных шахтных пусковых установок с новыми МБР по всей огромной территории СССР, которые нуждались в прямых каналах постоянно действующей связи и передачи информации. Эти каналы не должны были нарушаться противником в любой оперативной обстановке. Система должна была обслуживать также входивший в состав РВСН собственный командно-измерительный комплекс, управляющий всеми орбитальными группировками. С этой миссией справились группировки новых модификаций сибирских спутников серии «Молния-1».
На основе конструкционно-технологических решений КА «Молния-1» и принципа сочетания преемственности и новизны КБПМ (в дальнейшем НПО ПМ) в г. Красноярске-26 сумело создать целое семейство существенно более мощных, модернизированных и обновленных КА («Молния-1К», «Молния-1Т», «Молния-2», «Молния-3», «Молния-ЗК»), которые образовали новый, т.н. унифицированный, ряд КАУР-2.
В 1963 г. в ОКБ-10 начались работы в области космической геодезии. По заданию Военно-топографического управления ГШ ВС СССР началась разработка космического геодезического комплекса со спутниками «Сфера», который предназначался для решения ряда задач: создания единой системы координат на всю поверхность Земли; установления геодезических связей между континентами и островами Земного шара; уточнения параметров общеземного эллипсоида и геопотенциала.
Основные способы получения геодезической информации: фотографирование световых вспышек от специальных ламп на борту КА на фоне звездного неба одновременно с нескольких территориально разнесенных по зоне прямой видимости КА пунктов наблюдения: при этом при анализе фотоснимков погрешность определения направления на КА составляла 3-6 угл. секунд; измерение радиальной скорости спутника (с использованием эффекта Доплера) относительно опорных пунктов Всемирной геодезической сети по поверхности земного шара. Погрешность определения радиапьной составпяющей скорости - не более 0,1 м/с. Дпя решения задач использовались триангуляционный (одновременное наблюдение КА с нескольких пунктов с последующими решениям триангуляционных сферических треугольников) и орбитальный методы.
Спутник «Сфера» разрабатывался на базе ранее созданного конструкторского задела КАУР-1, но без использования магнито-гравитационной системы ориентации. КА был оснащен системой импульсной световой сигнализации, впервые разработанной КБ Красноярского радиотехнического завода (главный конструктор - В.Г.Тараненко), и радиотехнической доплеровской системой разработки НИИ-885 (главный конструктор - М.И.Борисенко). Разработчиком атомного стандарта «Карбид» был НИИ-195 (ныне АО «РИРВ»), главный конструктор - Е.В.Сентянин.
Запуск первого КА «Сфера» № 11Л был осуществлен с помощью PH «Космос-ЗМ» с космодрома Плесецк 20 февраля 1968 г. Спутник был выведен на наклонную (74°) орбиту высотой около 1200 км и получил обозначение «Космос-203».
Всего было запущено 18 спутников «Сфера». Штатная эксплуатация космического геодезического комплекса началась с 26 декабря 1972 г. Последний КА был запущен 26 декабря 1978 г., работал на орбите до мая 1980 г. Космическому геодезическому комплексу со спутниками «Сфера» после приема его в эксплуатацию был присвоен шифр «Геоид». С его помощью отечественными геодезистами была создана национальная модель Земли 1977 г. и построена Всемирная геодезическая сеть со среднеквадратической погрешностью опредепения координат астрономо-геодези- ческих опорных пунктов сети не более 20 м, а также параметры геопотенциала с точностью 4-6 м в превышениях геоида над Общим земным эллипсоидом. Полученные результаты имели важное научное, народно-хозяйственное и оборонное значение. Спутники «Сфера» положили начало развитию космической геодезии в СССР.
Конструктивно КА серии Е6М (в годы его создания применялся термин «автоматическая станция») выполнен в виде блочной схемы, позволяющей при приближении к Луне сбрасывать выполнившие свои функции отсеки, для того чтобы на последнем этапе (торможение перед посадкой на Луну) аппарат имел минимальную массу. Это позволяло уменьшить затраты топлива на торможение КА у Луны, а следовательно, увеличить массу его основной составляющей - исследовательского зонда (АЛС). Схема построения КА позволила также свести к минимуму число соединительных элементов конструкции и, следовательно, уменьшить его вес.
Космический аппарат состоит из траекторного блока (ранее использовался также термин перелетно-посадочный модуль) и автоматической лунной станции. Масса КА после отделения от разгонного блока «Л» составляла 1583,7 кг. Основу силовой конструкции станции составляют сферический бак окислителя диаметром 924 мм (общий объем 412 л), на нижней части которого смонтирован торовый бак с горючим (общий объем 273 л), и собственно двигательная установка. Баки изготовлены из алюминиевого сплава. На верхней части отсека системы управления установлен ложемент для автоматической лунной станции. Крепление осуществляется с помощью пирозамка. По бокам бака окислителя с диаметрально противоположных сторон установлены навесные отсеки.
Корректирующе-тормозная двигательная установка КТДУ-5А, разработанная в ОКБ-2 под руководством А.М.Исаева, предназначена для проведения коррекций траектории КА на трассе перелета и торможения при подлете к Луне. Содержащийся в ней жидкостный ракетный двигатель - однокамерный ЖРД С5.5А с насосной подачей самовоспламеняющегося топлива (окислитель - азотная кислота АК-27И, горючее - ТГ-02). Тяга ЖРД С5.5 составляла 4,6 т, удельный импульс - 272 с. Рулевые сопла неподвижные, работающие на генераторном газе.
Тяга каждого рулевого сопла при включенном ЖРД - 34 кг, при выключенном ЖРД - 25 кг. ЖРД и система подачи топлива допускают многократное его включение в невесомости и работу на двух режимах: при коррекции - с постоянной большой тягой, а при торможении - с большой тягой на основном участке (в номинальном режиме с тягой 4510 кг) и малой в 100 кг (25 кг х 4), обеспечиваемой рулевыми соплами при выключенной основной камере, - на конечном. В качестве управляющих были использованы сопла ТНА двигателя. Они же предназначаются для создания тяги, уравновешивающей лунный вес КА на конечном этапе спуска.
Автоматическая лунная станция создавалась как автономно действующий на поверхности Луны стационарный исследовательский зонд. Конструктивно АЛС представляет собой герметичный контейнер, имеющий форму, близкую к сферической, диаметром -50 см, с прикрепленными к его корпусу с внешней стороны четырьмя лепестковыми антеннами. Лепестки имеют два рабочих состояния: одновременно сложены, придавая овально-сужающуюся форму АЛС, или одновременно раскрыты.
Посадочное устройство, выполненное из эластичного материала, представляет собой два обволакивающих АЛС надувных баллона-амортизатора, внутрипо- лостно изолированных друг от друга, но механически соединенных между собою. Соединение представляет собой шнуровку резиновым шнуром (ранее применялись капроновые ленты), пропущенным через специальные петли, расположенные по периметру каждого амортизатора. По петлям проложен кольцом детонирующий шнур с двумя электродетонаторами для подрыва его от программно-временного устройства АЛС. Изначально баллоны-амортизаторы не наполнены газом. Наддув (до 1 атм.) начинался одновременно с включением КТДУ на участке торможения. Наполняемые газом амортизаторы, плотно примыкая по линии соединения, образуют вкупе сферическую оболочку, всесторонне предохраняющую АЛС от разрушения при ожидающих его соударениях в момент прилунения.
По результатам предшествующих полетов КА «Луна-4» - «Луна-8» специалистами КБ Машиностроительного завода им. С.А.Лавочкина были внесены улучшения в конструкцию станции и, в первую очередь, существенно доработана система мягкой посадки. В частности, была проведена доработка амортизаторов, улучшена конструкция обвязки амортизаторов в сложенном виде, разработана новая конструкция теплоизоляции, существенно усовершенствована технология укладки амортизаторов. Однако основная причина жесткой посадки предшественников КА «Луна-9» заключалась в том, что в циклограмме их полета не было предусмотрено проведение целенаправленного парирования возмущающих моментов, возникающих при наполнении амортизаторов гелием.
... как и остальные космические аппараты, предназначенные для исследования Луны и относящиеся к их третьему поколению, запуск лунников серии Е8 предусмотрен с космодрома Байконур с помощью PH УР-500К «Протон», выведение на опорную орбиту и последующий перевод на траекторию перелета к Луне - двухимпульсной работой разгонного блока «Д». Старт с Земли, движение по траектории, коррекции, переход на орбиту спутника Луны, маневрирование на орбите и посадка на поверхность Луны проводятся по тому же сценарию, что и в экспедиции КА «Луна-16». После посадки и проведения соответствующей подготовки осуществляется сход «Лунохода-1» на лунную поверхность и последующее выполнение им научной программы по управляющим командам экипажа с Земли. Космические аппараты серии Е8, как и аппараты серии Е8-5, можно классифицировать как автоматические космические комплексы.
Автоматический космический аппарат Е8 состоит из орбитально-посадочного блока (употребляется также первоначальное наименование - корректирующе-тормозной модуль), самоходного, управляемого с Земли, аппарата 8ЕЛ (лунохода) и трапов для схода лунохода на поверхность Луны. Орбитальнопосадочные блоки по конструкции, назначению и составу служебной и научной аппаратуры идентичны для всех КА серии Е8.
Для обеспечения связи с КА и луноходом задействованы разработанные для советских лунных пилотируемых программ «Л1» и «ЛЗ» средства наземного радиотехнического комплекса «Сатурн-МСД» на НИП15 (г. Уссурийск) и «Сатурн-МС» на НИП10 (г. Симферополь), НИП14 (г. Щелково) и НИП16 (г. Евпатория).
Орбитальнопосадочный блок предназначен для обеспечения перелета по трассе Земля - Луна, включая коррекции траектории, выход на орбиту искусственного спутника Луны, формирование предпосадочной окололунной орбиты, сход с орбиты и посадку на лунную поверхность. Конструкция ОПБ, лишенная сбрасываемых отсеков, образует посадочную ступень. Верхняя часть посадочной ступени предусматривает возможность установки и крепления на ней лунохода. Съезд лунохода на поверхность Луны («вперед» - «назад», в зависимости от рельефа в месте посадки) осуществляется по специальным откидным трапам, укрепленным на блоке баков посадочной ступени.
В состав самоходного шасси, разработанного в НИИтрансмаш под руководством А.Л.Кемурджиана, входят ходовая часть с колесными движителями на упругой подвеске (или блок колес шасси на торсионной подвеске), блок автоматики шасси и система безопасности движения (прибор оценки проходимости). Ходовую часть образуют восемь колес с индивидуальными электромеханическими приводами, объединенные попарно в четыре блока - два блока колес левого борта и два блока колес правого борта. Каждый блок колес с помощью кронштейна крепится к основанию приборного отсека лунохода. Самоходное шасси имеет восемь моторколес, каждое из которых является ведущим. Диаметр каждого из колес по грунтозацепам составляет 510 мм, ширина - 200 мм. Колесная база шасси -170 мм, а ширина колеи -1600 мм. Шасси обеспечивает передвижение лунохода вперед (с двумя скоростями) и назад, повороты на месте и в движении. Поворот может осуществляться только за счет различной скорости вращения колес правого и левого бортов или за счет разнонаправленности их вращения. Торможение осуществляется переключением тяговых электродвигателей шасси в режим электродинамического торможения. Для удержания лунохода на уклонах и его полной остановки включаются дисковые тормоза с электромагнитным управлением. Управление движением шасси осуществляется через систему «Луноход-1».
Благодаря опыту, приобретенному при управлении первым луноходом, средняя скорость движения «Лунохода-2» была выше: 340 м/ч против 140 м/ч, а пройденное расстояние за лунный день доходило до км. На второй лунный день, 12 февраля 1973 г., луноход достиг ближайшего выступа береговой линии Залива Лемонье (холмы Встречные). Далее он исследовал предгорья гор Тавр, обследовал крупный кратер диаметром 2 км. марта «Луноход-2» вернулся в морскую зону и направился к разлому Борозде Прямой. 13-18 апреля луноход обогнул разлом с юга и вышел на его восточную границу. В третий лунный день (с 10 по 23 марта) «Луноход-2» проводил исследования в южной части кратера Лемоье. Четвертый лунный день (10-22 апреля) работы самоходного аппарата целиком были посвящены изучению тектонического разлома, названного Бороздой Прямой.
Общее расстояние, пройденное аппаратом за 4 лунных дня, составило 36,2 км. При движении аппарата по поверхности Луны проводились исследования физикохимических и магнитных свойств лунного грунта, было получено 93 панорамы, из них 18 - стереопанорам при перемещении лунохода на 30-100 см. Проводились также сеансы лазерной локации с помощью французского уголкового отражателя и фотоприемника лазерного сигнала. На пятый лунный день, 9 мая 1973 г. луноход, выбираясь из кратера, «зачерпнул» солнечной батареей пыль со стенки кратера. В результате пыль налипла и на батарею, и на радиатор-охладитель. За счет запыления упал зарядный ток, а из-за того, что пыль попала на радиатор, нарушился тепловой режим: за сутки температура в отсеке выросла до +47 °С. В последний раз телеметрическая информация с «Лунохода-2» принята 10 мая 1973 г.
Начать исследования Венеры автоматическими космическими аппаратами, созданными в ОКБ-1 С.П.Королева, не удалось. Наиболее успешными оказались запуски КА «Венера-2» и «Венера-3» (серия ЗМВ), но связь с ними была потеряна еще до подлета к планете. Очередное «астрономическое окно» для выполнения этой задачи открывалось в июне 1967 г. Решение комиссии Президиума Совета Министров СССР по военнр-промышленным вопросам, предписывающее Машиностроительному заводу им. С.А.Лавочкина изготовить и запустить в 1967 г. две автоматические межпланетные станции к Венере, вышло 20 июля 1966 г. Несмотря на то, что конструкторский коллектив Г.Н.Бабакина уже начал проработки в части формирования задач и принципов построения АМС нового типа, предназначенных для комплексного исследования планет, создать менее чем за год принципиально новые аппараты было просто невозможно. Поэтому планы по созданию перспективных АМС пришлось отложить, и базовым для выполнения поставленной задачи стал аппарат ЗМВ1, разработанный в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева. При подготовке новых аппаратов проведен ряд существенных доработок, устранявших в первую очередь те недостатки, которые были выявлены в процессе полета АМС «Венера-2» и «Венера-3». Изменения коснулись обеих структурных составляющих АМС ЗМВ1: и орбитального отсека, и спускаемого аппарата. После всех переделок станции ЗМВ1 потеряли свои названия, данные им еще С.П.Королевым. Вместо этого они стали называться по назначению и году пуска, например «Венера-67» (или В-67) и т.д.
Для орбитального аппарата это было связано с поддержанием необходимого температурного режима, т.е. недопущением наблюдаемого ранее перегрева как основного отсека, так и солнечных батарей. Кроме того, в предшествующих венерианских экспедициях фиксировалось плохое прохождение на борт радиокоманд. Вместо коробчатой была разработана новая монолитная конструкция панелей с заданной теплоемкостью. Еще более серьезным переделкам подверглась система терморегулирования основного отсека. Специалисты ОКБ завода им. С.А.Лавочкина предложили более простой в производстве и надежный в эксплуатации газовый контур СТР. Для подтверждения работоспособности новой схемы СТР на предприятии началась разработка термовакуумной камеры с имитатором Солнца и космического пространства, строительство которой (первой в СССР) было завершено уже в январе 1967 г. Испытания в камере аналога летной станции подтвердили работоспособность новой СТР.
Еще одной доработкой стало повышение потенциала радиолинии «Земля - борт». С одной стороны, специалисты НИИ приборостроения (ныне РНИИ КП) повысили чувствительность бортовых приемников, а с другой стороны, в ОКБ завода им. С.АЛавочкина были разработаны т.н. 4- и 2-заходные логопериодические конусные антенны, которые обеспечивали устойчивую радиосвязь на трассе перелета до дальности 100 млн километров. Для исключения взаимовлияния (интерференции) на штангах малонаправленных антенн установлены специальные отражатели. Установленный на «Венере-67» датчик наличия Венеры (чего не было раньше) предназначался для предотвращения захвата Венеры при поиске Земли в припланетном сеансе.
Однако наиболее существенной переработке подвергся спускаемый аппарат, который, можно сказать, был разработан заново. К этому моменту Академия наук пересмотрела модель атмосферы Венеры и привела в техническом задании на аппарат, утвержденном 24 ноября 1966 г., более высокие расчетные значения температуры (425 °С против 330-350 °С для «Венеры-3») и давления (1-10 атмосфер против 1,5-5), что и привело к необходимости заново проектировать спускаемый аппарат, причем в сверхсжатые сроки. Именно последнее обстоятельство заставило Г.Н.Бабакина принять решение о разработке и изготовлении станции только в варианте со спускаемым аппаратом. Это давало возможность направить усилия на всестороннюю наземную отработку для достижения высокой надежности и получения приоритетных результатов. Впоследствии на базе станции «Венера-67» были созданы межпланетные станции «Венера-69», «Венера-70» и «Венера-72». В каждой экспедиции спускаемые аппараты все глубже и глубже погружались в атмосферу Венеры, пока, наконец, не достигли поверхности планеты, что обеспечило успешное завершение первого этапа ее исследования.
Автоматический космический аппарат В-67 состоит из орбитального аппарата и спускаемого аппара тов. Спускаемый аппарат размещается в головной части КА и крепится к орбитальному отсеку с помощью стяжных лент. Орбитальный аппарат представляет собой герметичный отсек с корпусом цилиндрической формы (иногда его именуют орбитальным отсеком), в торцевой части которого размещена корректирующая двигательная установка. К корпусу отсека крепятся также две раскрывающиеся панели солнечных батарей, элементы АФС (малонаправленные и остронаправленная антенны радиокомплекса), датчики системы ориентации, радиаторы СТР, элементы конструкции и выносные приборы комплекса научной аппаратуры (штанга магнитометра и датчики научных приборов). Блок астроприборов установлен на противобликовом экране. Поскольку после экспедиции «Венеры-3» Академия наук, как уже ранее было отмечено, пересмотрела модель атмосферы Венеры, и в техническом задании на аппарат конструкция СА была коренным образом переработана. СА имеет шарообразную форму диаметром 103 см и конструктивно состоит из двух герметичных отсеков: приборного и парашютного. Главным научным результатом полета «Венеры-4» стало проведение первых прямых измерений температуры, плотности, давления и химического состава атмосферы Венеры.
В 1963 г., в соответствии с новым постановлением, ГКАТ принял решение возложить на НИИ-1 (с 1965 г. - НИИ тепловых процессов, сначала Министерства общего машиностроения СССР, затем Российского космического агентства, ныне АО ГНЦ «Центр Келдыша» Госкорпорации «Роскосмос») обязанности головной организации, отвечающей «за решение вопроса о ликвидации бортовых ядерных энергетических установок БЭС-5 и ТЭУ-5 после выполнения объектом заданной программы и при аварийных ситуациях». Учитывая сложность, комплексность и исключительную значимость поставленной задачи, научное руководство взял на себя лично начальник института В.ЯЛихушин. Всю практическую деятельность по проблеме обеспечения радиационной безопасности возглавил А.А.Еременко - в то время начальник сектора лаборатории 6. Прежде всего были сформулированы следующие принципы ОРБ:
сохранение реактора ЯЭУ в подкритичном состоянии (т.е. без протекания цепной реакции деления) до выхода КА с ЯЭУ на орбиту, в т.н. во всех аварийных ситуациях;
включение реактора ЯЭУ только на орбите ИСЗ; обязательное выключение реактора после выполнения объектом заданной программы, а также при возникновении аварийной ситуации;
изоляция ЯЭУ от населения Земли в течение времени, необходимого для снижения активности выключенного реактора до безопасного уровня;
при невозможности изоляции - диспергирование (дробление) ЯЭУ до уровней, обеспечивающих безопасность населения на территории выпадения фрагментов установки.
Как показал анализ, продолжительность изоляции выключенного реактора ЯЭУ типа БЭС-5 или ТЭУ-5 с тепловой мощностью порядка 100 кВт после выработки ресурса до года должна составлять не менее 300 лет. Такой срок обеспечивается пребыванием ЯЭУ на орбитах высотой более 800 км, получивших название «радиационно безопасных», а в последних документах Организации Объединенных Наций - «достаточно высоких орбит». С учетом сказанного рабочая орбита КА с ЯЭУ БЭС-5 высотой 265 км была недостаточно высокой. В связи с этим сотрудниками Центра Келдыша Ю.М.Еськовым и Е.П.Кузьминым было предложено организовать увод ЯЭУ с рабочей орбиты на радиационно безопасную и были обоснованы параметры соответствующей системы. С учетом рекомендаций специалистов Центра в ОКБ-52 была создана система увода отделенной от КА ЯЭУ на круговую орбиту высотой около 900 км.
Если задача изоляции решалась с помощью достаточно апробированных к тому времени методов и средств, то проблема диспергирования ЯЭУ не имела аналогов в практике космической деятельности. Требовалось разрушить содержащую ядерное топливо активную зону реактора массой несколько десятков килограммов до частиц размером не более нескольких сотен микрон и обеспечить рассевание образовавшихся фрагментов на площади не менее нескольких сотен квадратных километров. По результатам сравнительного анализа ряда возможных методов диспергирования ЯЭУ БЭС-5, в которой использовалось относительно легкоплавкое ядерное топливо (сплав урана с 3 % молибдена (температура плавления - около 1400 К)), предпочтение было отдано методу аэродинамического разрушения. Он является наиболее надежным в силу того, что основан на естественном физическом явлении и в принципе может быть реализован без дополнительных систем и затрат массы. Следует отметить, что анализ тепловых режимов ЯЭУ при реализации метода аэродинамического разрушения имеет ряд принципиальных отличий от анализа тепловых режимов спускаемых аппаратов. Среди них наиболее важными являются:
значительное (на порядки) изменение в процессе спуска в атмосфере размеров и массы элементов конструкции реактора;
необходимость определения размеров частиц, образовавшихся в результате разрушения радиоактивных конструкций.
В связи с этим потребовалась разработка целого комплекса новых методик расчета.
К решению этой задачи наряду с опытными сотрудниками А.А.Еременко и будущим академиком Н.А.Анфимовым, привлекались молодые специалисты, среди которых были А.А.Гафаров, Б.И.Бахтин, Е.В.Мешалкина, Т.П.Крылова. Была обоснована возможность вылета твэлов из реактора в результате его аэродинамического разрушения. Расчеты по разработанным методикам позволили получить новый важный научный и практический результат - выявить существование оптимальной высоты полета, на которой вылет тепловыделяющих элементов (твэлов) из реактора обеспечивает их разрушение до частиц минимальных размеров. Оптимальные высоты и соответствующие им размеры частиц были рассчитаны для ряда твэлов с сердечниками из различных материалов (ядерных топлив).
В частности, было показано, что при организации аэродинамического разрушения твэлов ЯЭУ БЭС-5 в оптимальных условиях максимальный конечный размер частиц не превысит 100 мкм. Таким образом, расчетным путем была обоснована возможность использования аэродинамического разрушения реакторных ЯЭУ в качестве метода ОРБ. Для подтверждения результатов расчетов в Центре Келдыша под руководством А.А.Еременко и А.В.Косова был создан комплекс экспериментальных установок, позволяющий провести исследование всех этапов аэродинамического разрушения космической ЯЭУ - от реактора до частиц радиоактивных материалов.
Исследования проводились на специально созданных газодинамических установках с электродуговыми и высокочастотными плазмотронами, установках лучистого, лазерного и индукционного нагрева. Одна из установок с электродуговым плазмотроном, созданная под руководством будущего академика А.С.Коротеева (в 1988-2016 гг. - директор и генеральный директор, с 2016 г. - научный руководитель Центра Келдыша), вобрала в себя все последние достижения в этой области. Она имела рекордную по тем временам (1975 г.) мощность 12 МВт, что позволяло испытывать на ней модели реакторов, выполненные в масштабе 1:4, и полноразмерные образцы твэлов. Испытания проводились, как правило, на образцах, выполненных по штатной технологии, только с заменой обогащенного урана на естественный. Конечная цель этих сложных и довольно опасных исследований заключалась в получении распределения по размерам продуктов разрушения сердечников твэлов.
Как отмечалось в вышедшей в США в 1985 г. монографии «Космическая ядерная энергетика», советская система аэрокосмической ядерной безопасности прошла испытания 24 января 1978 г., когда спутник «Космос-954» с ЯЭУ БЭС-5 в результате отказа системы увода вошел в земную атмосферу над северо-западом Канады. Высокая достоверность результатов всей проделанной ранее в Центре работы по обоснованию системы аэродинамического разрушения была подтверждена итогами осуществленной совместно канадскими и американскими специалистами программы воздушных и наземных поисков и сбора остатков спутника. Зарубежными специалистами влияние выпавших остатков на природную среду характеризовалось английским словом "_________" - незначительное, ничтожное.
Таким образом, отечественная система ОРБ, созданная в соответствии с рекомендациями Центра Келдыша, успешно прошла летные испытания и полностью решила поставленную перед ней задачу - предотвратила опасное радиационное воздействие на биосферу Земли.
Следует отметить, что после инцидента 1978 г. при Научно-техническом подкомитете Комитета ООН по космосу была создана специальная рабочая группа по ядерным источникам энергии. В представленном этой группой в 1980 г. докладе были впервые изложены согласованные на международном уровне принципы ОРБ, которые полностью совпадали с соответствующими отечественными принципами, разработанными при ведущей роли Центра Келдыша. Они закреплены в документе «Принципы, касающиеся использования ядерных источников энергии в космическом пространстве», принятом Генеральной Ассамблей ООН в 1992 г.
После падения КА «Космос-954» для повышения надежности разрушения активной зоны реактора в конструкцию БЭС-5 была введена система принудительного выброса сборки твэлов из корпуса реактора. Она успешно сработала при аварийном возвращении на Землю в 1983 г. космического аппарата «Космос-1402», остатки которого затонули в южной части Атлантического океана. А когда на запущенном декабря 1987 г. спутнике «Космос-1900» отказала штатная система выдачи команды на срабатывание системы увода, при подходе спутника к плотным слоям атмосферы датчики, срабатывающие под действием аэродинамического нагрева, выдали необходимые команды системе увода.
Параметры систем аэродинамического разрушения были обоснованы для целого ряда ЯЭУ, разрабатывавшихся в различных КБ (например, ЯЭУ «Енисей», более известной как «Топаз-2», разработки ЦКБМ (г. Санкт- Петербург), ЯЭУ «Геркулес» разработки РКК «Энергия»), и даже для ЯРД.
Постоянно растущие требования потребителей фотоинформации в части увеличения детальности наблюдения наземных объектов на первом этапе удовлетворялись увеличением фокусного расстояния фотосистемы. Ограничения по объемам и габаритным размерам зоны полезного груза внутри спускаемого аппарата привели к созданию фотоаппаратов с изломом оптической оси для обеспечения их компактности. После исчерпания резервов, определяемых ограничениями со стороны ракет-носителей того времени, с целью достижения требуемой детальности наблюдения конструкторы пошли по пути снижения высоты полета вплоть до предельно допустимой. Эти решения привели к значительным изменениям конструкции, компоновки, состава бортовых систем, схемы полета КА данного типа.
Программа летных испытаний спутника-разведчика «Зенит-2» предусматривала 10 пусков. В дальнейшем программу скорректировали и дополнили до 13 пусков, т.к. при летных испытаниях три космических аппарата не были выведены на орбиты ИСЗ из-за аварии ракеты- носителя. Несмотря на сходство внешнего облика, космический аппарат «Зенит-2» и космический корабль «Восток» существенно отличались по составу средств и принципам управления полетом. Со многими принципиальными проблемами разработчики встретились в процессе разработки этого аппарата, в т.ч. с проблемами, связанными с созданием новых бортовых систем, элементов конструкции, выбором принципов программного управления процессами фотографирования, создания комплекса этих средств и методики управления с учетом взаимодействия бортовых и наземных средств управления полетом. Очень сложной была начальная стадия создания проекта спутника, на которой определялась возможность получения в космическом полете фотоинформации высокого качества с распознаванием образований и объектов, имеющих размеры порядка 10-15 м.
На этом этапе разработки решалась главная задача - определить характеристики фотоаппаратуры как средства получения информации и проверить принципиальную возможность создания на борту космического аппарата условий, необходимых для функционирования этой аппаратуры.
Задача получения фотоизображения высокой разрешающей способности с летательного аппарата, движущегося со скоростью порядка 8000 м/с на высотах 200-400 км, потребовала разработки теоретических основ создания космической фотоаппаратуры, в т.ч. принципов построения и расчета оптической системы с длиннофокусными объективами и большими по размерам нагруженными многослойными иллюминаторами, систем компенсации сдвига изображения и влияния внешних факторов. Необходимо особо отметить проблемы создания комплекса бортовых систем космического аппарата, обеспечивающих управление его движением и программное управление фотоаппаратурой. Эти системы не имели аналогов в предшествующих разработках. Система ориентации должна была поддерживать в течение всего орбитального полета трехосную ориентацию в орбитальной системе координат. При такой ориентации одна из осей направлена на Землю, другая - по направлению полета. К системе ориентации предъявлялись очень высокие требования по точности ориентации аппарата, т.к. нескомпенсированная ошибка ориентации, выходящая за предел одного градуса, пагубно влияет на качество получаемого изображения.
Впервые в системе ориентации применили схему, включающую особые гироскопические датчики, инфракрасный построитель вертикали и ряд других элементов. Система управления была разработана как многофункциональная система управления движением с широкими возможностями по ориентации, проведению программных разворотов, обеспечению высоких точностей и оперативности изменения режимов. Созданию сложной и по своим характеристикам принципиально новой системы управления способствовало то обстоятельство, что в ОКБ-1 по инициативе С.П.Королева из НИИ-1 был переведен коллектив, возглавляемый Б.В.Раушенбахом. Достаточно непростой оказалась проблема управления комплексом фотоаппаратуры, реализуемого из наземного Центра управления полетом. На борт космического аппарата требовалось передавать сложные объемные программы настройки каждого сеанса фотографирования.
Для спутника «Зенит» впервые была разработана программная радиолиния и сопряженное с ней бортовое программно-логическое устройство. Это был один из первых образцов космических радиосистем оперативного обмена значительными объемами командно-программной информации между космическим аппаратом и комплексом средств Центра управления полетом - опыт, очень широко используемый сегодня для управления различными космическими аппаратами.
Для получения снимков необходимой разрешающей способности температура объектива и самого фотоаппарата должна была поддерживаться с отклонением от заданного значения менее чем на °С, а скорость изменения температуры - пределах порядка 0,1 град./ч. При этом необходимо учитывать, что в процессе полета космический аппарат по- разному ориентирован по отношению к Солнцу, а это означает, что внешние тепловые потоки существенно изменяются, особенно с учетом «захода» космического аппарата в тень Земли. Комплекс этих вопросов решался ОКБ-1 с участием Заказчика и широкой кооперации с августа 1956 г. по декабрь 1960 г. и был оформлен в виде эскизного проекта КА «Зенит-2» в июле 1961 г., а также в виде многочисленных документов всей кооперации, участвовавшей в создании комплекса.
В процессе разработки корабля «Зенит-2» был создан ряд принципиально новых систем. Конструкция отсеков корабля «Восток», принятая за основу построения компоновочной схемы, и часть его бортовых систем (система электропитания, радиотелеметрические системы, система аварийного подрыва объекта и др.) были существенно модернизированы применительно к задачам нового космического аппарата. И только тормозную двигательную установку и незначительную часть систем заимствовали для аппарата «Зенит-2» из состава корабля «Восток». Проверка принципиальной возможности проведения фотографирования в целях разведки осуществлялась при отработочных полетах кораблей серии «Восток».
Начиная с четвертого полета («Космос-10») комплектация разведывательной аппаратуры существенно изменилась: была исключена малоэффективная фототелевизионная система, вместо нее установлены дополнительно два фотоаппарата с длиннофокусными объективами (Р = 1 м), при этом фотоаппараты модернизировали (в несколько раз увеличен запас фотопленки и доведен до 1500 кадров на каждом аппарате, существенно улучшены также качество пленки и надежность функционирования аппаратов и др.). За один полет по программе летных испытаний фотографировались районы площадью более 10 млн кв. км, при этом благодаря высокой разрешающей способности снимков можно, например определить количество автомобилей на стоянке. Так появился космический аппарат «Зенит-2».
Комплекс средств спутника «Зенит-2» позволял производить съемку малыми сериями кадров и съемку протяженных трасс, обеспечивал высокую точность привязки фотографируемых объектов, позволял решить ряд задач картографирования, осуществить привязку континентов и получить пространственное изображение местности. «Зенит-2» - первый космический аппарат - был сдан в эксплуатацию, на вооружение, марта 1964 г.
В штатную эксплуатацию Министерством обороны был принят не только спутник, а целый комплекс, обеспечивающий его подготовку к запуску, выведение с помощью ракеты-носителя на орбиту ИСЗ, управление полетом, поиск и обслуживание спускаемого аппарата после приземления. В 1964 г. в ОКБ-1 был разработан эскизный проект нового спутника-разведчика «Зенит-4», оснащенного фотоаппаратурой с фокусным расстоянием объектива значительно больших размеров, чем на КА «Зенит-2» (Р = 3 м). Выпуск этого проекта в ОКБ-1 завершил работы по созданию спутников-разведчиков.
Конструктивно КА «Зенит-2» состоял из спускаемого аппарата сферической формы, в котором устанавливалась фотоаппаратура с запасом пленки, и приборно-агрегатного отсека, где размещались бортовой комплекс управления и бортовые системы, обеспечивающие функционирование спутника и фотоаппаратуры. Срок активного существования первого в нашей стране космического аппарата фотографического типа «Зенит-2» на орбите был невелик - всего четверо суток, но по тому времени это было большим достижением.
Главными ограничителями срока активного существования были невосполняемые в процессе полета запас электроэнергии химических источников тока, расходуемый запас сжатого газа исполнительных органов системы ориентации и стабилизации космического аппарата, а также запас фотографической пленки. По завершении срока активного существования включалась тормозная двигательная установка, спускаемый аппарат отделялся от приборно-агрегатного отсека, входил в плотные слои атмосферы. На высоте примерно 10 км вводилась в действие парашютная система, и спускаемый аппарат приземлялся.
На месте посадки поисково-эвакуационная команда вскрывала спускаемый аппарат, извлекала кассету с экспонированной фотопленкой и спецрейсом самолета доставляла пленку потребителю. ЦКБ «Красногорский завод» для КА «Зенит-2» была создана фотографическая аппаратура «Фтор-2» в составе трех длиннофокусных аппаратов СА-20, скомпонованных в спускаемом аппарате «веером» для обеспечения большого суммарного захвата на местности и топографического аппарата СА-34. По своим тактико-техническим характеристикам с учетом большой дальности (высоты орбиты) съемки такая аппаратура относилась к т.н. обзорному типу.
Аналогичные работы проводились в США. Там в начале 1960-х гг. стали использоваться спутники серии Corona (по КН-6 включительно) в двухкапсульном варианте. Это позволяло доставлять отснятую фотопленку с большей оперативностью, не дожидаясь свода с орбиты всего аппарата.
Космический аппарат «Зенит-4», в отличие от прототипа «Зенит-2», имел более длительный срок активного существования, на нем был внедрен программный разворот по крену на угол ±30 градусов для повышения оперативности наблюдения, повышена точность стабилизации космического аппарата для уменьшения «смаза» изображения, а также ряд других конструктивных и схемных мероприятий в обеспечение общих технических характеристик и благоприятных условий для съемки длиннофокусной фотографической аппаратурой. Изготовление опытных, а в дальнейшем и серийных образцов КА «Зенит-4» велось на заводе «Прогресс».
Для КА «Зенит-4» в ЦКБ КМЗ была разработана уникальная, принципиально новая фотоаппаратура «Фтор-4». Достаточно сказать, что фокусное расстояние объектива аппарата «Фтор-4» было в 3 раза больше, чем на аппарате СА-20, и достигало трех метров. ноября 1963 г. состоялся первый запуск космического аппарата «Зенит-4», он был успешным, подтвердил правильность решений как по космическому аппарату, так и по фотоаппаратуре. В 1964 г. (начиная с КА № 14) серийное производство и работы по созданию автоматических низкоорбитальных средств ДЗЗ по указанию С.П.Королева были переданы в филиал №3 ОКБ-1 (г. Куйбышев), возглавляемый Д.И.Козловым, и на куйбышевский завод «Прогресс». В 1974 г. на базе филиала было создано самостоятельное предприятие - Центральное специализированное конструкторское бюро (ЦСКБ). Всего в рамках летных испытаний и штатной эксплуатации было проведено 76 успешных запусков КА «Зенит-2» и 179 успешных запусков «Зенит-4».
В 1964 г. начались проектные работы по модернизации спутников типа «Зенит». Были предложены два новых типа космических аппаратов. Для ведения обзорного наблюдения была осуществлена модернизация «Зенита-2», получившая после принятия в серийную эксплуатацию в 1970 г. обозначение «Зенит-2М». В составе этого КА была произведена замена специальной фотоаппаратуры «Фтор-2» на более совершенную систему «Фтор-2РЗ». Аппарат детального наблюдения «Зенит-4М» (принят в эксплуатацию в 1970 г.) с аппаратурой «Фтор-6» должен был заменить спутники «Зенит-4» с их системой «Фтор-4». На обоих аппаратах были установлены корректирующие двигательные установки на жидких компонентах топлива.
На базе КА «Зенит-2» и «Зенит-4» ЦСКБ и ЦКБ «Красногорский завод» разработано семь типов КА обзорного и детального фотонаблюдения. ЦКБ «Красногорский завод» проводило для каждого типа космического аппарата новую разработку или глубокую модернизацию прототипа фотосистемы, что способствовало повышению информативности получаемых из космоса снимков. В результате разрешение КА обзорного типа повышено в 3-4 раза по сравнению с прототипом «Зенит-2», разрешение космических аппаратов детального типа повышено в 2,5 раза по сравнению с прототипом «Зенит-4». Срок существования на орбите увеличен в 7 раз, при этом реализован режим экономичного полета с минимальным расходом невосполняемых запасов рабочего тела и электроэнергии в периоды, неблагоприятные для наблюдения или не требующие наблюдения по стратегическим соображениям. Повышена общая надежность и живучесть космических аппаратов. В период эксплуатации КА семейства «Зенит» их запуски были переведены на надежный унифицированный носитель 11А511У, применяемый также для запуска пилотируемых и грузовых космических кораблей.
Модернизация уже эксплуатирующейся конструктивно-аппаратурной базы КА типа «Зенит» в целом оказалась, по меркам того времени, достаточно перспективной и универсальной, что позволило ЦСКБ создать довольно большую и успешную серию КА этого типа для решения указанных выше задач наблюдения, народно-хозяйственных задач («Зенит-2» н/х, «Фрам», «Ресурс-Ф1», «Ресурс-Ф1М», «Ресурс-Ф2», «Ресурс-Облик»), КА для научных задач («Эфир», «Интеркосмос»), КА для научно-прикладных задач в области космической медицины, биологии и материаловедения (спутники семейства «Бион», «Фотон»).
Следующим шагом совместных работ ЦСКБ с кооперацией и ЦКБ «Красногорский завод» было создание КА картографического типа «Зенит-4МТ» и комплекса специальной фотографической и измерительной аппаратуры для него. Для создания различных типов картографической (топографической) продукции с использованием информации из космоса необходимо наличие:
стереоскопической пары снимков достаточно высокого разрешения одного и того же участка местности с высоким уровнем ортоскопичности и высокими измерительными свойствами внутри снимка;
высокоточной информации о пространственном и угловом положении спутника (линии визирования съемочной аппаратуры) в момент фотографирования.
КА картографического типа относятся к долгоживущим, т.к. одним и тем же типом космического аппарата для создания карт местности заданного масштаба необходимо осуществить неоднократные съемки территорий земного шара. Для справки следует заметить, что, по данным ООН, большая часть стран Африки, Азии и Южной Америки в 1960-1970-е гг. вообще не имели крупномасштабных топографических карт своих территорий. Не было также достоверных крупномасштабных карт на значительные территории Сибири, Дальнего Востока и Средней Азии нашей страны.
В Красногорске была создана фотоаппаратура для стереоскопической съемки местности «Жемчуг-5», сопряженная с лазерным дальномером разработки РНИИ КП. Кроме фотоаппаратуры и лазерного дальномера, для высококачественной привязки снимка к географическим координатам местности на КА устанавливались звездные фотоаппараты и допплеровская аппаратура.
Существенное влияние аэродинамического торможения потребовало уменьшения миделева сечения КА и привело к предпочтительному выбору горизонтальных конструктивно-компоновочных схем, когда продольная ось КА направлена по вектору скорости. Для компенсации потери орбитальной скорости вследствие аэродинамического торможения и поддержания заданных параметров орбиты в состав бортовых систем вводятся корректирующие двигательные установки многоразового запуска. Для снижения потребных запасов топлива в схеме полета предусматривались эллиптические орбиты, при этом фотографирование проводилось при минимально возможной высоте полета на нисходящей части витка в районе перигея. С целью уменьшения возмущающих моментов от аэродинамических сил, нарушающих ориентацию и стабилизацию КА во время фотографирования, применялись специальные аэродинамические компенсаторы. Для защиты конструкции от молекулярного нагрева в передней (по направлению полета) части КА устанавливались тепловые щитки и высокопроизводительная система терморегулирования. Для обеспечения стабильности теплового режима оптических устройств объективы потребовалось закрывать крышками-блендами, которые раскрывались только в момент фотографирования. Но пришло время, когда стали превалировать объективные факторы, ограничивающие дальнейшее развитие по этому направлению, а именно:
одноразовая доставка информации в спускаемом аппарате в конце срока активного существования;
аналоговая система управления, ограничивающая возможности по адаптивному и оперативному управлению и, как следствие, приводящая к значительным непроизводительным потерям ограниченного запаса фотопленки;
кадровый режим съемки;
невосполняемая в полете система электропитания на базе химических источников тока;
относительно малый срок активного существования и ряд других.
Эти обстоятельства определяли необходимость создания нового типа КА фотонаблюдения. В конце 1967 г. в Куйбышевском филиале был разработан аванпроект базовой модели спутника нового поколения «Янтарь-2К» для детального фотонаблюдения.
В конце 1967 г. в Куйбышевском филиале был разработан аванпроект базовой модели спутника нового поколения «Янтарь-2К» для детального фотонаблюдения. В аванпроекте были предложены новая оригинальная конструктивно-компоновочная схема построения КА и идеология его создания. Поиски резервов массы привели к объединению конструкции корпусной части фотокамеры и КА. В первую очередь это коснулось СА, поскольку вследствие относительно небольших сроков активного существования сохранились требования возврата оптических устройств на Землю с целью повторного использования. Типичным техническим решением в этом плане стало использование конструкции корпуса СА. При этом объектив прикрепляется к донной части корпуса СА вытянутой конической формы, а кассетная часть с фотопленкой размещается внутри на силовой оболочке лобовой части СА. Коническая часть корпуса СА при этом играет роль корпуса фотоаппарата, вследствие чего может появиться значительный резерв массы и возможность увеличить габаритные размеры фотоаппарата. Перед возвращением на Землю объектив втягивается внутрь СА и сохраняется вместе с фотопленкой. Подобное конструктивное решение позволяет решить задачу увеличения разрешающей способности фотоустройств в условиях жестких ограничений на массу полезного груза. Значительное увеличение фокусного расстояния системы позволяет поднять высоту орбиты и применить вертикальную конструктивно-компоновочную схему КА.
КА «Янтарь-2К» оснащался двумя возвращаемыми капсулами, которые представляли собой миниатюрные СА, доставляющие на Землю часть отснятой фотопленки. Это позволяет более оперативно передавать информацию о динамике объектов наблюдения. Система энергопитания была построена на основе солнечных батарей, что позволило увеличить срок активного существования на орбите в несколько раз по сравнению с космическими аппаратами типа «Зенит» и существенно снизить массу химических источников тока. Запас топлива жидкостной корректирующе-тормозной двигательной установки намного превышал соответствующие запасы на «Зенитах» и также обеспечивал длительное существование космического аппарата на орбите.
Принципиально новыми для КА ДЗЗ были решения, заложенные в разработку бортового комплекса управления специалистами филиала - разработчиками БКУ. В состав БКУ в качестве центрального управляющего органа, решающего задачи взаимосвязанного управления всех подсистем БКУ и целевой аппаратуры по критериям эффективности КА в целом введена бортовая цифровая вычислительная машина «Салют-ЗМ». Это был революционный шаг. Все отечественные КА, в т.ч. пилотируемые, до этого времени не имели компьютерных систем управления. Их системы управления строились на основе электромеханических реле и разовых команд, передаваемых из Центра управления полетом.
Еще одним из оригинальных решений в бортовом комплексе управления КА «Янтарь-2К» было использование панелей солнечных батарей СЭП для управления сбросом накопленного кинетического момента силового гироскопического комплекса и улучшения условий стабилизации КА. Все эти решения внесли заметный вклад в снижение веса КА и позволили существенно расширить возможности и повысить автономность системы управления.
Конструктивно КА «Янтарь-2К» состоял из трех отсеков: агрегатного отсека, приборного отсека и отсека специальной аппаратуры. ОСА был сделан возвращаемым для того, чтобы можно было вернуть на землю фотоаппаратуру «Жемчуг-4» и бортовую цифровую вычислительную машину «Салют-ЗМ», которые были предназначены для многократного использования. На боковой поверхности ОСА диаметрально противоположно крепились две спускаемые капсулы для оперативного возврата на Землю фотопленки. Сверху ОСА крепилась бленда аппаратуры «Жемчуг-4». Перед посадкой оптическая система из бленды втягивалась внутрь ОСА. Все отсеки «Янтаря-2К» имели форму усеченного конуса с углом полураствора 12°, что придавало спутнику некоторое внешнее сходство с американским космическим кораблем «Джемини».
В 1968 г. в Куйбышеве начались работы по новому элементу для советских КА фотонаблюдения - спускаемой капсуле, предназначенной для периодической доставки в процессе полета КА на землю экспонированной фотопленки. В1969 г. был окончательно решен и вопрос с ракетой-носителем для нового спутника. В этом году начались работы над проектом унифицированной ракеты-носителя 11А511У. А в I квартале 1970 г. было разработано и защищено дополнение к эскизному проекту на комплекс «Янтарь-2К». В материалах дополнения для решения новых задач обосновывалась необходимость перехода от горизонтальной схемы аппарата к вертикальной. Тем самым окончательно было отдано предпочтение вертикальной схеме расположения фотографического комплекса «Жемчуг-4».
18 октября 1972 г. и 22 марта 1973 г. с космодрома Плесецк были запущены космические аппараты «Зенит-2М». На них были установлены автономные спутники из серии «Наука» 16КС. Эти «автономные спутники», как и практически все остальные контейнеры «Наука», совершали полет совместно с основными аппаратами и лишь после выполнения программы полета, примерно за сутки до схода с орбиты «Зенитов-2М», отстреливались от них. Автономные спутники 16КС предназначались для отработки некоторых специальных систем «Янтаря-2К».
Чтобы проверить работу аппаратуры астровизирного устройства и радиовертикали-высотомера, был создан автономный спутник серии «Наука» 17КС. Один такой аппарат был запущен 14 марта 1974 г. с космодрома Плесецк вместе с очередным «Зенитом-2М».
На начальном этапе эксплуатации космических аппаратов «Янтарь-2К» в оптической и фотохимической промышленности произошел, можно сказать, революционный скачок. В ЦКБ КМЗ и ГОИ им. С.И.Вавилова удалось разработать объективы, разрешающая способность которых более чем в 2 раза превышала аналогичный параметр прототипа при тех же массогабаритных характеристиках, а в ГосНИИФотопроекте была создана высокочувствительная фотопленка с высоким уровнем разрешения. Это позволило провести кардинальную модернизацию КА «Янтарь-2К», достичь уникальных тактико-технических характеристик комплекса в целом.
КА «Янтарь-4К1» внешне был почти точной копией «Янтаря-2К». Различия заключались лишь в некоторых служебных и специальных системах. На спутнике стояли также две спускаемые капсулы. Так как масса и геометрические параметры КА «Янтарь-4К1» практически не отличались от КА «Янтарь-2К», было решено использовать для запусков «Янтаря-4К1» туже ракету-носитель 11А511У.
Главными недостатками систем фотонаблюдения являются ограниченный и невосполнимый запас фотопленки на борту КА и низкая оперативность доставки информации (2-5 сут.). В 1970-е гг. в НИИ Микроприборов сформировалась команда талантливых электронщиков (Б.И.Седунов, В.И.Карасев, П.Н.Возьмилов, К.Ш.Еникеева и др.), которая не участвовала непосредственно в осуществляемой программе, но упорно искала пути приложения своих знаний.
В это время в электронике появилось направление, получившее название «функциональная электроника». Группа специалистов стала усиленно пропагандировать это направление и искать области его использования. В поле зрения их попал прибор, который получил название «прибор с зарядовой связью». Это многоэлементная структура в виде линейки или матрицы с электронной (емкостной) связью между элементами. Здесь следует обратить внимание, что в названии этого прибора его функциональное назначение определено словом «связь», т.е. попросту коммутация. Вот это-то свойство прибора и позволило приступить к решению проблемы создания эффективных оперативных космических систем наблюдения. То, что каждый элемент ПЗС-структуры работал и как оптико-электронный преобразователь, не было главным. Телевизионные трубки (видиконы) тоже были неплохими оптико-электронными преобразователями, но для космических систем наблюдения необходимо, чтобы в строке изображения было несколько десятков, а то и сотен тысяч чувствительных элементов, что невозможно было реализовать на старых принципах.
О новом подходе главный конструктор НПО «Элае» Г.Я.Гуськов рассказал генеральному конструктору ЦСКБ Д.И.Козлову. Уже на полигоне Плесецк при проведении очередного запуска космического аппарата «Янтарь-2К» три руководителя, ответственные за успехи космической программы дистанционного зондирования Земли в стране (генеральный конструктор ЦСКБ Д.И.Козлов, главный конструктор НПО «Элае» Г.Я.Гуськов и генеральный конструктор ЦКБ КМЗ В.В.Некрасов) выдвинули идею создания экспериментального канала оптико-электронного преобразования изображения в цифровую форму и оперативной передачи этой информации на Землю по радиоканалу с дальнейшим восстановлением изображения наземными средствами обработки. Идею облекли в краткую докладную записку и, по возвращении в Москву, сделали доклад министру обороны СССР Д.Ф.Устинову. Устинов идею поддержал, но сказал, что нужно не экспериментировать, а создавать полноценный космический комплекс, что обеспечит высокую ответственность и обязательность исполнителей.
Так родился проект «Янтарь-4КС1» - первый в нашей стране комплекс оптико-электронного наблюдения с передачей видеоинформации в масштабе времени, близком к реальному, через геостационарный спутник-ретранслятор. При этом, реализуя оптико-электронный способ получения видовой информации земной поверхности из космоса с использованием на борту КА приемников изображения на базе ПЗС-структур, а также передачу видовой информации в цифровом виде по радиоканалу с использованием геостационарного спутника-ретранслятора «Гейзер», впервые в отечественной практике КА «Янтарь-4КС1» обладал разрешающей способностью обзорного уровня, что позволяло решать поставленные перед комплексом задачи обзорного наблюдения. Эти КА были разработаны во второй половине 1970-х гг. в ЦСКБ и производились на заводе «Прогресс». Для ускорения создания КА оптико-электронного наблюдения в ЦСКБ было предложено использовать в качестве конструктивно-аппаратурной базы для него спутник КА «Янтарь-2К». Это сразу же и решало проблему запуска на PH «Союз-У».
Первый запуск КА «Янтарь-4КС1» состоялся 28 декабря 1982 г. В ходе летных испытаний КА № 1 с матрицей с размером фоточувствительного элемента 30 х 39 мкм была показана правильность выбранных решений. С первых маршрутов было получено качественное изображение. Много усилий было затрачено на отработку методики экспонометрии. Заказчиков не удовлетворяло линейное разрешение на местности. Недостаточный уровень разрешения и вызванные этим вопросы по дешифровочным свойствам информации не позволяли с достаточной степенью достоверности идентифицировать требуемые объекты наблюдения. ЦСКБ поставило перед НПО «Элае» и ЦКБ «Красногорский завод» задачу проведения модернизации аппаратуры «Жемчуг-20» и системы «Сплав» в следующих направлениях:
установить телеобъектив «Актиний-4А» с увеличенным на ~40 % фокусным расстоянием, позволяющий в тех же массогабаритных ограничениях, что и «Мезон-2А», разместить более длиннофокусную оптику;
установить матрицы ПЗС с мелкоразмерными фоточувствительными элементами (с размером элемента 21 х 24 мкм);
равномерная шкала оцифровки аналогового видеосигнала должна быть заменена на неравномерную, позволяющую наибольшее количество уровней квантования видеосигнала размещать на наиболее интересующих элементах объектов наблюдения.
Кроме того, выявилась необходимость проведения наблюдения не только на световой части витка, но и на теневой. ЦСКБ приняло решение установить на КА «Янтарь-4КС1» аппаратуру наблюдения в инфракрасном диапазоне спектра, позволяющую проводить наблюдение на теневой части витка.
Широкополосная радиолиния «Спутник-Спутник» вообще создавалась впервые. Возникли жесточайшие требования к управлению взаимного наведения антенн спутников при узких диаграммах направленности. Проблема была решена только при использовании в качестве антенн активных фазированных решеток и специальных быстродействующих вычислителей, управляющих антенным полем, формирующим диаграмму направленности. Первый запуск КА «Янтарь-4КС1» состоялся 28 декабря 1982 г. В ходе летных испытаний КА № 1 с матрицей с размером фоточувствительного элемента 30 х 39 мкм была показана правильность выбранных решений. С первых маршрутов было получено качественное изображение. Много усилий было затрачено на отработку методики экспонометрии. Заказчиков не удовлетворяло линейное разрешение на местности. Недостаточный уровень разрешения и вызванные этим вопросы по дешифровочным свойствам информации не позволяли с достаточной степенью достоверности идентифицировать требуемые объекты наблюдения.
ЦСКБ поставило перед НПО «Элае» и ЦКБ «Красногорский завод» задачу проведения модернизации аппаратуры «Жемчуг-20» и системы «Сплав» в следующих направлениях:
установить телеобъектив «Актиний-4А» с увеличенным на ~40% фокусным расстоянием, позволяющий в тех же массогабаритных ограничениях, что и «Мезон-2А», разместить более длиннофокусную оптику;
установить матрицы ПЗС с мелкоразмерными фоточувствительными элементами (с размером элемента 21 х 24 мкм);
равномерная шкала оцифровки аналогового видеосигнала должна быть заменена на неравномерную, позволяющую наибольшее количество уровней квантования видеосигнала размещать на наиболее интересующих элементах объектов наблюдения.
Кроме того, выявилась необходимость проведения наблюдения не только на световой части витка, но и на теневой. ЦСКБ приняло решение установить на КА «Янтарь-4КС1» аппаратуру наблюдения в инфракрасном диапазоне спектра, позволяющую проводить наблюдение на теневой части витка. Разработка аппаратуры наблюдения в инфракрасном диапазоне была поручена ГИПО (г. Казань) - ведущему предприятию в СССР по этой тематике. Перечисленные мероприятия позволили существенно поднять уровень разрешения и дешифровочные свойства информации. Была также получена информация об объектах наблюдения в инфракрасном диапазоне. При этом пришлось поднять скорость записи цифровой информации на бортовых магнитофонах. КА «Янтарь-4КС1» № 2 не изготавливался, т.к. сразу приступили к разработке и изготовлению КА «Янтарь-4КС1» № 3.
Полет в космос Ю.А.Гагарина дал мощный толчок развитию пилотируемой космонавтики и научных исследований, связанных с космической деятельностью. Для этих целей ЦСКБ и завод «Прогресс» на конструктивно-аппаратурной базе КА типа «Зенит» создали КА «Бион», первый запуск которого состоялся в 1973 г., и КА «Фотон», первый номер которого был запущен в 1985 г. С 1973 по 1997 г. запущено 11 космических аппаратов «Бион». В космосе побывали млекопитающие, земноводные, рыбы, рептилии, насекомые и многие другие. Всего в программе использовались до 40 биообъектов, в т.ч. белые лабораторные крысы (КА «Бион» № 1-5, обезьяны (КА «Бион» №6-11).
Исследования на млекопитающих проводились в соответствии с требованиями национального законодательства по содержанию животных и гуманному обращению с ними, а также в соответствии с рекомендациями Всемирной организации здравоохранения и Хельсинской конвенции. Экспериментальные исследования на КА «Бион» № 11 готовились и проводились под дополнительным контролем комиссии по биомедицинской этике ННЦ РФ ИМБП и комиссии Эймского исследовательского центра НАСА по содержанию животных.
Одновременно с созданием КА для системы «Корунд» в КБПМ последовательно разрабатывались иные по назначению, но такого же класса (тяжелые и мощные по тем временам) спутники - КА фиксированной связи и распределительного (узлового) телевещания для использования на ВЭО: «Молния-2» (1967-1971 гг.), а затем и «Молния-3» (1972-1974 гг.). На основе КА «Молния-2», хотя они изготавливались только в течение 7 лет, орбитальная группировка спутников связи на высоких эллиптических орбитах получила качественно новое развитие. Эти КА представляли собой глубокую модернизацию спутников первого поколения спутников «Молния». На модернизированную платформу (при сохранении прежних конструктивов и схожем внешнем облике) были введены обновленные бортовые обслуживающие системы СТР, СОС, СЭП и др., а в качестве полезной нагрузки были поставлены новые АФУ и новый ретранслятор, работающие в новом частотном диапазоне и имеющие удвоенную пропускную способность.
Внешне спутник отличался новым по форме (более технологичным и надежным в эксплуатации) «граненым» радиатором, новыми антенными платформами (рупорные антенны) и волноводами, более технологичными и мощными панелями солнечных батарей и другими, заметными только специалистам, но важными элементами. По характеру эксплуатации и выходным эксплуатационным показателям это был новый, совсем другой спутник. Для работы с ним была развернута на территории СССР и за его пределами сеть новых стационарных приемо-передающих земных станций «Орбита-2». Создание этих КА было обусловлено в первую очередь необходимостью использования для гражданской спутниковой связи нового - международного, более высокого и эффективного - радиочастотного С-диапазона (6/4 ГГц), выделенного для фиксированной спутниковой службы международным Регламентом радиосвязи.
Для КА «Молния-1» в свое время был выбран дециметровый (ДЦВ) диапазон (800— 1000 МГц). Но этот диапазон уже использовался командной радиолинией «Сатурн» и сохранялся для тропосферных радиолиний, что усложняло расположение приемных земных станций и минимизацию взаимопомех. Для более полного и эффективного использования проявившихся уже на «Молниях-1» принципиальных достоинств спутниковой связи на правительственном уровне было принято решение о переводе связи и ретрансляции телепрограмм через спутники «Молния-2» на сеть «Орбита-2» в С-диапазоне. Это решение было выполнено с участием МНИИРС и НИИР.
КА «Молния-2» был оснащен двухствольной ретрансляционной аппаратурой «Сегмент-2», разработанной МНИИРС. Входной каскад на ЛЕВ «Шунт» был выполнен в негерметичном исполнении, что давало свои преимущества, но при этом разработчики ЛЕВ, ретранслятора и КА встретились с неприятным явлением в виде высоковольтных пробоев на блоках, размещенных в открытом космосе. Однако общими усилиями эта проблема была преодолена. На КА «Молния-2», а затем и «Молния-3» использовалась и новая КИС разработки НИИ-885, функционирующая в С-диапазоне. Благодаря накопленному ранее опыту сложившаяся школа специалистов-антенщиков в КБПМ сумела для КА «Молния-2» разработать новые эффективные элементы высокочастотных трактов, АФУ - рупорные антенны, подвижные элементы волноводов и полосовые фильтры с элементами режекции, приемные и передающие рупорные антенны круговой поляризации с поляризационной структурой в виде ребер.
В целях исключения влияния конструкции КА на диаграмму направленности потребовалось расположить эти антенны диаметрально противоположно на концах панелей СБ. Из-за больших потерь мощности в кабелях в С-диапазоне и внушительной длины трактов было принято радикальное решение о замене кабельных трактов волноводными. Был проведен огромный объем инновационных работ по разработке конструкций и технологий изготовления волноводных трактов. Наработки специалистов АФУ по КА серии «Молния» стали тиражироваться на других предприятиях отрасли. Сложной была разработка волноводных вращающихся соединений, используемых в узлах поворота антенн и на панелях солнечных батарей в трактах антенн КИС.
Проблема складывания волноводного тракта при стартовом положении СБ была решена с помощью двух типов уникальных поворотных волноводных соединений: сдвоенное в узле сканирования антенн и поворотное с гибкой упругой стенкой в шарнирных узлах на панелях СБ. Разработка была защищена авторскими свидетельствами. Чтобы устранить помеху в заданной полосе частот и в отдельно взятой частоте, вместо фильтров СВЧ - полосового и режекторного - в КБПМ был разработан и внедрен защищенный авторским свидетельством полосовой фильтр с элементами режекции.
Первый КА «Молния-2» был выведен на орбиту 24 ноября 1971 г. Его испытания совместно с доработанными для С-диапазона земными станциями системы «Орбита-2» проходили в 1971-1974 гг. С1974 г. система КА «Молния-2» находилась в опытной эксплуатации. Часть КА досрочно выходила из строя, что сразу же вызвало большие нарекания со стороны потребителей. КБПМ в кратчайший срок устраняла последствия возникавших на борту КА неполадок, оперативно восстанавливала систему.
КА «Молния-3» создавался в КБПМ как дальнейшая углубленная модернизация КА «Молния-2» и был оснащен новым трехствольным ретранслятором «Сегмент-3» увеличенной мощности. При этом два ствола использовались для магистральной связи. С точки зрения орбитального построения группировки «Молния-2» и «Молния-3» практически повторяли ранее созданную группировку КА «Молния-1»: те же самые четыре плоскости, та же наземная трасса.
Для решения сложнейшей задачи обеспечения реальной эффективной работы таких группировок без сбоев и в течение многих лет впервые было налажено индустриальное (малосерийное по меркам общего машиностроения, но отлаженное и стабильное) производство сложных автоматических КА, синхронизированное с процессами подготовки их к запуску на двух космодромах, запуска и управления в полете до полного исчерпания ресурсов бортовых систем. В числе новых технических решений на КА «Молния-3» - модернизация системы ориентации.
На каждой антенной платформе были размещены по два ИК-прибора ориентации на Землю секущего типа для наведения антенны по двум каналам. Каждый прибор имел по две разнесенных траектории сканирования, что позволяло сохранить их работоспособность при попадании в поле зрения Солнца. Первый КА «Молния-3» был запущен 21 ноября г., а принятие комплекса на вооружение состоялось в декабре 1979 г.
В первой половине 1980-х гг. КА «Молния-З» стал устойчиво демонстрировать существенно повышенную надежность в эксплуатации и со временем справедливо приобрел признание как самый надежный сложный автоматический КА, созданный из отечественных комплектующих элементов.
Наряду с геостационарными спутниками более поздней разработки эти спутники достаточно охотно принимались на страхование многими отечественными страховщиками, т.к. вызывали у них достаточно высокий, предсказуемый и контролируемый уровень уверенности в безотказной работе КА на орбите.
В СССР на ГСО предполагалось запускать КА разных типов: связные, телерадиовещания, а также наблюдения Земли (в т.ч. системы предупреждения о ракетном нападении). Однако первыми реально действующими на ГСО все же стали спутники разработки КБПМ, изготовленные на Механическом заводе в Красноярске-26: модифицированный экспериментальный КА связи «Молния-1 С», а затем и специально спроектированные для штатной эксплуатации на ГСО новые типы КА: «Радуга» и «Экран». Так начинался в СССР великий поход на ГСО, который не прекратится до тех пор, пока человечество не перестанет нуждаться в спутниковых услугах связи.
Создание спутников, эффективно работающих на высокой орбите, представляет собой особую профессиональную квалификацию, требует новых навыков и знаний, овладеть которыми в полной мере можно лишь через длительную и кропотливую работу на земле, через тщательную отработку всех элементов КА, их аппаратных и программных средств. Такие сложные высоконадежные КА по приемлемой цене и в сжатые сроки во всем мире успешно создавать, отрабатывать и вводить в строй на орбите «под ключ» могут далеко не все даже развитые страны. В нашей стране в ограниченный круг коллективов профессионалов-специалистов с середины 1970-х гг. вошел и коллектив КБПМ.
Для апробирования технологий спутниковой связи на ГСО, ранее не освоенных в СССР, КБПМ предложило провести эксперимент с использованием надежного, мощного КА типа «Молния», уже хорошо зарекомендовавшего себя на ВЭО. В качестве базы для первого эксперимента по использованию спутника связи на ГСО в СССР был взят специально доработанный КА «Молния-1» № 38, которому был присвоен индекс «Молния-1С». Из-за большой длительности выведения на ГСО космического аппарата, находящегося в пассивном состоянии в связке с разгонным блоком (в 6 раз дольше, чем при обычном запуске на ВЭО), пришлось доработать и модернизировать системы электропитания и терморегулирования КА.
29 июля 1974 г. КА «Молния-1 С» был успешно выведен на ГСО и функционировал до 4 августа 1977 г. Такая продолжительность работы спутника «Молния-1 С» на ГСО была следствием функционирования, казалось бы, надежных и отработанных бортовых систем. Однако запуск «Молнии-1 С» позволил отработать операции вывода на ГСО с заданной долготой точки стояния, режимы движения и работы реального КА и ГСО.
Создание первого отечественного геостационарного КА «Радуга» для Единой Системы Спутниковой Связи В 1966-1968 гг. КБПМ и другими организациями активно проводились поисковые работы, результаты которых были использованы при подготовке Постановления о создании Единой Системы Спутниковой Связи. Первый отечественный специализированный геостационарный КА «Радуга» за счет своего многоствольного бортового ретранслятора должен был обеспечивать совместно с КА «Молния-3» обслуживание большого числа потребителей на огромных территориях (СССР и за его пределами), включая магистральную связь с крупными населенными пунктами через сеть земных станций «Орбита» и подачу ТВ на три вещательных пояса (программы «Орбита-1, -2, -3»). Технические предложения КБПМ были выпущены в 1969 г., а в эксплуатацию весь КК был сдан в 1979 г.
КА «Радуга» имел новый, увеличенный типоразмер и новую конструктивно-компоновочную схему. Он стал основой третьего унифицированного ряда спутников НПО ПМ «КАУР-3». А особенностью динамической схемы КА «Радуга» была новая трехосная система ориентации. В отличие от КА «Молния», ориентируемого корпусом на Солнце, антенная платформа вместе с корпусом спутника «Радуга» постоянно должна была смотреть на Землю, а следящие за Солнцем панели СБ совершали один полный оборот в сутки. Такая схема была новой не только на отечественных спутниках, но и на зарубежных.
Первая система ориентации специально для ГСО была создана КБПМ в 1974 г. для спутника «Радуга». Это была активная, хотя и сравнительно грубая система на базе трехстепенного гиростабилизатора с упруго-вязким подвесом и построителя местной вертикали с круговым сканированием и с чисто релейными алгоритмами управления. В СОС входила автономная система ориентации СБ, обеспечивающая постоянную скорость вращения панелей солнечных батарей, равную орбитальной. Данная схема стала теперь классической и применяется для подавляющего большинства геостационарных и не только геостационарных спутников.
КА «Радуга» имел не только большую массу и размеры, но и принципиально новую конструктивно-компоновочную схему, отличную от ранее созданных КБПМ спутников унифицированных рядов «КАУР-1» и «КАУР-2», иную кинематику трансформируемых систем. Для него КБПМ был разработан новый обтекатель с расширенной зоной полезного груза.
Первоначально на КА было задано обеспечить гарантированную работу в течение одного года, но во всех проектных решениях требовалось предусматривать повышение срока службы (непрерывной работы) до трех и более лет. Это потребовало пересмотра всего предыдущего опыта и активного использования новых материалов, проведения новых работ по экспериментальной отработке. Такая работа шла комплексно не только в КБПМ, но и на всех предприятиях смежников, что требовало координации, тщательной увязки и согласования. Важнейшим элементом системы электропитания на новом ряде КА стала бортовая аппаратура стабилизации напряжения.
Тепловой режим КА обеспечивался активным и пассивным способом с использованием селективного покрытия, тепловых экранов и др. Установленный на приборном отсеке высокоэффективный цилиндрический радиатор-излучатель осуществлял с помощью газожидкостного контура съем и рассеивание тепла с аппаратуры. Для элементов, расположенных вне термоконтейнера и требующих достаточно узкого диапазона температур, использовался электрообогрев. На боковой поверхности термоконтейнера устанавливались двигательная установка коррекции орбиты с двухкомпонентными ЖРД малой тяги и баки с рабочим телом. Ориентация спутника осуществлялась с использованием одного опорного направления, определяемого по сигналам инфракрасного датчика - построителя местной вертикали, и управляющих моментов гиростабилизатора. Управление по курсу при этом являлось косвенным, благодаря гироскопическим связям каналов крена и курса, и осуществлялось периодическим включением газореактивных двигателей по сигналам датчика угла отклонения гиростабилизатора в подвесе. Это позволяло получать достаточную точность ориентации, высокий уровень надежности при минимальном приборном составе и простом алгоритме управления.
Предприятие «Геофизика» создало новые приборы для ориентации на Солнце и Землю. В качестве двигательной установки ориентации и стабилизации в составе КА ряда «КАУР-3», так же, как и на КА типа «Молния», применялась пневмосистема на холодном азоте. Разработку элементов пневмоавтоматики (редукторы, клапаны, сопла) осуществили конструкторские подразделения предприятия. В качестве корректирующей ДУ на КА ряда «КАУР-3» использовалась установка 11Д78.
Для «КАУР-3» приборными подразделениями КБПМ была разработана и освоена в производстве на Механическом заводе целая линейка блоков управления бортовыми системами. В начале 1970-х гг. в КБПМ проводилась большая работа по унификации бортовых приборов и их узлов. Релейные и электронные функциональные узлы, представляющие собой литые пластмассовые основания со штырями, с объемным монтажом реле и ЭРИ, залитыми эпоксидным компаундом, устанавливались в приборы на односторонние печатные платы, монтируемые в окнах алюминиевых рамок. Такая унификация позволила в сжатые сроки разработать и отработать приборы.
Конструкция КА «Радуга» стала основополагающей для нового унифицированного ряда «КАУР-3», в который вошли КА «Экран», «Горизонт», «Экран-М», «Радуга-1».
... первый советский специализированный КА связи «Радуга» был выведен на ГСО с помощью PH «Протон» и РБ «Д». Под индексом «Стационар-1» он был установлен в знаменитую теперь рабочую орбитальную позицию 80 °в.д. Первый специально спроектированный для ГСО мощный отечественный спутник связи начал функционировать. Летные испытания КА «Радуга» проходили не без проблем. Однако по результатам летных испытаний первого КА были проведены существенные доработки на КА № 2, выработана новая технология управления КА с учетом возможных нештатных ситуаций, из работы первого КА «Радуга» извлекли очень важные уроки.
Например, в процессе летных испытаний первых КА на ГСО неоднократно отмечались случаи отключения стволов РТР. И к моменту сдачи КА «Радуга» в эксплуатацию баллистики НПО ПМ к числу эксплуатационных факторов добавили прохождение КА по таким участкам орбиты, на которых тени создавались уж не Землей, а Луной (выявился фактор «теневых участков Луны» - ТУЛ). Таким образом, казалось бы, совершенно «простая» геостационарная орбита преподнесла еще один сюрприз - ТУП, которые затем были введены в эксплуатационную документацию и стали стандартным образом учитываться при проектировании последующих КА.
Система «Экран» была предназначена для приема программы ЦТВ с высоким качеством цветного изображения массовым потребителем на территории Сибири, Дальнего Востока и Крайнего Севера. Приемные устройства данной системы доступны для приобретения и установки в малонаселенных пунктах, геологических экспедициях, на буровых вышках, морских судах, в отдельных домах. Ее технико-экономический эффект состоит в существенном снижении стоимости приемных станций при ограничениях на максимальную плотность потока мощности радиоизлучения у поверхности Земли, связанных с исключением помех другим средствам радиосвязи, и на массогабаритные параметры КА.
Для абонентского радиоканала «КА - Земля» системы «Экран» была выбрана в качестве несущей частота около 0,7 ГГц в одном из разрешенных Регламентом радиосвязи диапазонов. Достоинство такого канала - простота и низкая стоимость приемных устройств, хотя это требует усложнения конструкции КА из-за необходимости установки антенны с большими габаритами для соблюдения норм помех на территории других государств и достаточной избирательности излучения. Это потребовало сужения диаграммы бортовой антенны, повышения точности ее ориентации и стабилизации положения центра масс КА.
На борту КА «Экран» установлен ретранслятор, принимающий на частоте 6,2 ГГц сигналы, излучаемые земной станцией, распложенной в районе Москвы. Передача ведется в диапазоне 702-726 МГц методом частотной модуляции. Звуковое сопровождение осуществляется на поднесущей частоте, что КА «Экран» существенно упрощает земную приемную станцию. Необходимость обеспечения высокой плотности потока мощности у поверхности Земли потребовала создания бортового ретранслятора рекордной в то время мощности (300 Вт), устойчиво работающего, несмотря на риски высоковольтных и высокочастотных пробоев.
... приемные земные антенны отличались предельной простотой и впервые в мировой практике стали производиться массово. Благодаря этому в 1981 г. в эксплуатации находилось около 2000 приемных установок системы «Экран», а в 1987 г. - 4500. Спутники «Экран» имели международный регистрационный индекс «Стационар-Т» и функционировали на ГСО в одной точке - 99° в.д. КА «Экран» конструктивно относился к унифицированному ряду «КАУР-3» и создавался с участием апробированной ранее спутниковой кооперации. На КА использовалась система ориентации и стабилизации более высокой точности (второго поколения), активная линейная система. Для исключения затенения антенной панели солнечных батарей были отнесены от термоконтейнера на большее расстояние, чем на КА «Радуга».
Унификация КА «Экран» в рамках «КАУР-3» позволила создать уникальный объект за 4 года. Соблюдая системный принцип целесообразной новизны и преемственности, были разработаны новые конструкции, технологии изготовления и наземной экспериментальной отработки. Для КА «Экран» в КБПМ была сконструирована уникальная, самая крупногабаритная на тот момент плоская антенная решетка, которая складывалась буквой «М» в транспортном состоянии для размещения ее в зоне полезного груза под обтекателем PH. Для системы «Экран» разработаны в НИИР и серийно выпускались на телевизорном заводе в Красноярске земные приемные устройства двух классов (с номинальным уровнем сигнала на входе приемных устройств 45 мкВ для первого класса и 20 мкВ - для второго).
Одной из важнейших вех в развитии спутниковых телекоммуникаций в СССР в 1970-е гг. было создание на ГСО спутниковой системы на базе нового тяжелого многофункционального телекоммуникационного КА «Горизонт» - «олимпийского заказа». «Горизонт» - фактически первый многофункциональный телекоммуникационный спутник. Его бортовой ретранслятор включал 8 стволов (транспондеров).
Все антенны нацелены в фиксированные точки земной поверхности. При этом антенны А2, АЗ, А7, А8, А14 нацелены в подспутниковую точку, а у А4, А5 и А6 координаты точек прицеливания могут отклоняться от подспутниковой точки «север» или «юг» - их прицеливание проводится до запуска индивидуально для каждой антенны, исходя из положения зоны обслуживания. Каждая из трех узконаправленных антенн (АЗ и А9) перед запуском прицеливается либо «под себя», либо «вправо» (на восток), либо «влево» (на запад). Для А1, А13 и А15 предусмотрено однократное - с использованием пиропатрона - перенацеливание после выведения на орбиту в направлении «восток-запад».
Для связи с подвижными станциями был предназначен ствол № 13 (имеющий выход по диапазону 6/4 ГГц в восьмой ствол). Тринадцатый ствол использовался также в сети подвижной президентской связи как один из компонентов разработанной Московским НИИ радиосвязи системы «Кавказ». Во время авиаперелетов он обеспечивает руководителя государства связью с Москвой через установленную на президентском самолете станцию «Астероид».
Кроме средств мобильной президентской связи и связи Морфлота, МНИИРС разработал еще одну систему, базирующуюся на КА «Горизонт» (работающую через одиннадцатый ствол спутника). Она получила название «Рельеф» и с 1983 г. обеспечивала связь в диапазоне 6/4 ГГц с посольствами СССР в Северной и Южной Америке и Северной Африке. МНИИРС был разработчиком именно систем связи, использующих бортовой ретранслятор КА «Горизонт». Разработчиком самого ретранслятора был НИИ приборостроения.
Первый запуск КА «Горизонт» состоялся 19 декабря 1978 г. и был не совсем удачным: аппарат был выведен на нерасчетную, не «чистую стационарную» орбиту. Однако и первый КА уже позволил начать отработку бортовых систем в полете. В целом КА «Горизонт» использовались по назначению с середины 1979 г. К началу «0лимпиады-80» в Москве было проведено еще три запуска, и эти спутники полностью обеспечили выполнение поставленной перед ними первоначальной задачи международного масштаба. Очень успешно, без замечаний КА «Горизонт» отработали всю «Олимпиаду-80». Далее спутники продолжили свою службу на благо страны.
Не полностью выполнили целевую задачу из-за отказа КИС только КА № 19, КА № 25 и № 39 - были потеряны при пусках по вине PH; а КА № 34 не выполнил целевую задачу из-за проявившегося в полете разового эксплуатационного дефекта - неполной заправки жидкостной магистрали СТР при подготовке КА к запуску. В целом «олимпийские» спутники очень достойно послужили еще в течение многих лет после завершения московских спортивных игр. Запуск последнего КА «Горизонт» состоялся в 2000 г., а КА этого типа продолжали работать в составе национальной группировки до 2008 г.
На базе бортовых ретрансляторов повышенной мощности С-диапазона, размещенных на КА «Горизонт», были развернуты на Земле сети малых земных станций «Москва» с антеннами диаметром 2,5 м разработки НИИР (руководители работ - Н.В.Талызин, А.Д.Фортушенко). Принципиальной особенностью системы «Москва» являлось строгое соблюдение норм на спектральную плотность потока мощности у поверхности Земли, установленных Регламентом радиосвязи для систем фиксированной службы. Это позволяло использовать эту систему для ТВ-вещания на всей территории СССР. Система обеспечивала прием с высоким качеством центральной ТВ-программы и программы радиовещания. Впоследствии в системе был создан еще один канал, предназначенный для передачи газетных полос.
С конца 1980-х гг. КА «Горизонт» составляли основу национальной орбитальной группировки спутников связи и в 1990-х гг. использовались различными отечественными (включая «Газком») и зарубежными операторами, стали одними из самых надежных, долгоживущих отечественных КА.
Одновременно с опытной эксплуатацией комплекса «Залив» еще до выхода директивных документов кооперацией разработчиков были развернуты работы по созданию эксплуатационной (боевой) навигационно-связной системы под условным на период разработки и летных испытаний названием «Циклон-Б».
По существу, это была первая в своем роде система сбора и управления маршрутами прохождения спутниковой информации, включающая в себя центр управления и три береговых приемо-передающих пункта (расположенные в г. Щелково в техздании 202 НИП-14, г. Североморск в ПРЦ «Бухта», г. Петропавловск-Камчатский). В совокупности эти три пункта обеспечивали хотя бы через один из них возможность радиосвязи с любым спутником системы на каждом витке. Поэтому максимальная продолжительность прохождения радиодонесений в режиме с переносом информации между береговыми пунктами управления и ПЛ (НК), находящимися в любом районе Мирового океана, была заведомо меньше драконического периода обращения навигационно-связного КА (105 мин).
С появлением радионавигационных спутников проблема повышения точности их эфемерид стала одной из центральных в спутниковой радионавигации. К началу опытной эксплуатации комплекса «Циклон» точность эфемерид его спутников с 1,5-2 км (в середине 1960-х гг.) усилиями специалистов 4 ЦНИИ МО и ВЦ в/ч 32103 была улучше на примерно до 600-700 м, но этого было явно недостаточно (в американской NN88 со спутниками «Транзит» она тогда уже была на уровне 100-120 м). И хотя американцы занялись этой проблемой примерно на 6 лет раньше и имели лучшие, чем в СССР, геометрические условия территориального размещения измерительных станций слежения за спутниками (территория США с Аляской и Гавайскими островами...
Итогом совершенствования низкоорбитальной навигации стала разработка и создание на базе системы «Циклон-Б» («Парус») навигационной системы «Цикада», а в дальнейшем на ее основе - отечественной части космического сегмента международной спутниковой системы обнаружения и определения географических координат терпящих бедствие судов и самолетов (КОСПАС-SARSAT). Необходимость разработки и создания моноцелевой, только навигационной спутниковой системы, по аналогии с американской NN88 со спутниками «Транзит» стала очевидной еще до конца 1960-х гг. Навигационно-связные спутники «Циклон-Б» («Парус») из-за комплексирования в рамках единого спутника и навигационных, и радиосвязных задач имели ограничения по ежевитковой продолжительности излучения навигационных радиосигналов. Безусловно, комплексирова- ние этих задач существенно повышало эффективность боевого применения системы, особенно подводными атомными ракетоносцами, но именно оно и стало причиной ограничений из-за нехватки на спутниках энергоресурсов. В то же время для массового свободного использования сигнала неограниченным количеством судов в любых районах Мирового океана требовалось обеспечить непрерывное излучение спутниками навигационных сигналов на всей протяженности витка и в течение всего времени активного существования спутников.
По инициативе НПО ПМ (ныне АО «ИСС им. академика М.Ф.Решетнева») было принято постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 353-126 от мая 1974 г. о разработке на базе навигационно-связного спутника «Циклон-Б» многоцелевого навигационного спутника «Цикада», излучающего только один двухчастотный навигационный радиосигнал в диапазонах 150 и 400 МГц, и развертывании на его основе низкоорбитальной навигационной системы одноименного названия. Этот спутник обеспечивал искомую непрерывность излучения доплеровского двухчастотного навигационного сигнала в течение всего срока активного существования за счет исключения из состава положенной в его основу базовой модели («Циклон-Б») передатчиков угломерно-дальномерного сигнала (на несущей частоте -10 ГГц), связного ретранслятора и соответствующего уменьшения текущего энергопотребления.
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1029-305 от 20 ноября 1979 г. навигационная система «Цикада» в составе четырех одноименных КА, наземного комплекса управления, общего с НКУ системы «Парус», и корабельного (судового) навигационного оборудования была принята в эксплуатацию для навигационного обеспечения кораблей и вспомогательных судов ВМФ, плавсредств других силовых ведомств и гражданских судов Минморфлота, Минрыбхоза, Мингео, АН СССР.
Принятая в опытную эксплуатацию система «ИС» обеспечивала перехват неманеврирующих космических аппаратов-целей. Ее характеристики оказались выше требований, заложенных в техническом задании. Заказчик, учитывая возможности космических систем военного назначения США и перспектив их развития, требовал увеличить диапазон перехвата опасных спутников от 100 до 3600 км, обеспечить возможность перехвата уже на первом витке и повысить помехозащищенность бортовой головки самонаведения. Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 13 февраля 1973 г. была задана разработка комплекса «ИС-М» с расширенным диапазоном перехвата. 1 декабря 1973 г. главным конструктором комплекса «ИС-М» был назначен К.А.Власко-Власов.
Рассказывает академик А.И.Савин. «После принятия системы «ИС» в опытную эксплуатацию мы продолжили работы по следующим основным направлениям. Первое направление - увеличение помехозащищенности бортовой головки самонаведения. Приняли решение о разработке бортовой ГСН инфракрасного диапазона. Решение этой проблемы для того времени оказалось очень трудным. Необходимо было обеспечить обнаружение ИСЗ-цели на довольно большой дальности в 30-40 км. Проектирование тепловой ГСН было поручено НИИ-10 Министерства судостроения. Видимо, ни институт, ни непосредственные исполнители не были подготовлены к решению столь сложной задачи. Инфракрасные ГСН были изготовлены, но ни в одном из четырех пусков положительных результатов достигнуть не удалось. В 1978 г. разработка инфракрасной ГСН была прекращена.
Второе направление - увеличение высот и углов наклонения перехватываемых ИСЗ-целей. Предполагалось, что наиболее опасные спутники будут летать на больших высотах. Эту задачу удалось решить. Диапазон перехвата увеличился более чем в 3 раза.
Третье направление - обеспечение перехвата не только двухвитковым методом. Решение этой задачи давало возможность перехватывать опасный спутник наиболее оперативно, разными тактическими приемами. После модернизации система обеспечила довитко- вый перехват, одновитковый перехват и многовитковый перехват нескольких ИСЗ-целей.
Четвертое направление - обеспечение перехвата маневрирующих в космосе ИСЗ-целей. После привлечения к работе наземных радиолокационных станций точного определения координат спутников-целей других систем, наша система стала обеспечивать решение этой задачи.
Пятое направление - вновь отрабатываемые схемы выведения перехватчика, учитывающие более эффективный способ расхода запасов энергетики. Решение этой задачи позволило обеспечить перехват спутников не только в компланарной плоскости, но и на пересекающихся курсах.
Шестое направление - повышение эффективности поражения ИСЗ-целей с различной отражающей поверхностью и степенью защищенности. После доработки боевой части, способов наведения и самонаведения модернизированная система «ИС-М» могла перехватывать самые разные космические цели: от искусственных спутников Земли с эффективной отражающей поверхностью менее одного квадратного метра до многоразового корабля типа «Шаттл». С 1973 по 1978 г. было внедрено значительное количество технических доработок, что сделало систему «ИС-М» высокоэффективным оружием противокосмической обороны».
Для выполнения задач второго этапа исследования Венеры, заключающегося в планомерном, сочетающем глобальное и более детальное, нежели ранее, изучение экологической системы, образуемой этой планетой, потребовалось создание новых космических аппаратов, пригодных для осуществления сложных комплексных научных экспериментов. Третье поколение КА «Венера» представляет собой служебный модуль (орбитальный или пролетный аппарат), конструкция которого позволяет устанавливать на нем крупногабаритную полезную нагрузку (многофункциональный спускаемый аппарат или иные комплексы целевой аппаратуры).
При создании служебного модуля в основу положена разработка ОКБ Машиностроительного завода им. САЛавочкина, проведенная в рамках программы исследования Марса. В конструкцию и бортовые системы КА были внесены некоторые изменения, учитывающие специфику полета к Венере. Таким образом, марсианский КА стал, по сути, универсальной служебной платформой для аппаратов, предназначенных для планетных исследований. Спускаемый аппарат был разработан заново. Существенно изменилась его конструкция. Он стал вместилищем посадочного аппарата - многофункционального исследовательского зонда, предназначенного для работы как в условиях венерианской атмосферы, так и на поверхности планеты.
Кроме обеспечения задач посадки с помощью новых СА, стало возможным применение исследовательских зондов нового типа свободноплавающих аэростатов, передаваемая информация с которых в совокупности со слежением за их перемещениями с Земли позволила сделать первые шаги по изучению процессов глобальной циркуляции венерианской атмосферы. Впервые представилась возможность выполнять комплексные исследования с помощью прямых измерений по трассам спуска, которые дополнялись наблюдениями, проводившимися с борта искусственных спутников Венеры в течение длительного времени.
С помощью космических аппаратов «Венера-9» - «Венера-16» удалось достаточно полно реализовать второй этап стратегии планетных исследований в отношении Венеры. КА «Вега-1», «Вега-2», принадлежащие к этому же поколению межпланетных автоматических аппаратов, созданных НПО им. С.А.Лавочкина, позволили впервые в практике отечественной космонавтики совершить многоцелевую и разноплановую экспедицию, включающую продолжение научных экспериментов по изучению планеты Венера и последующее пролетное сближение аппаратов с кометой Галлея. Была использована уникальная возможность исследования ядра кометы, появляющейся с периодичностью раз в 76 лет в пределах Солнечной системы. Для отечественных исследователей космоса это был первый, очень успешный, опыт изучения т.н. малого тела Солнечной системы. Космические аппараты для исследования Венеры третьего поколения стали основой для развития широкого международного сотрудничества в области проведения планетных исследований...
Первый пуск станции «Алмаз-Т» (№ 0303) состоялся 29 ноября 1986 г., однако, вследствие отказа системы разделения первой и второй ступеней ракеты-носителя УР-500К, станция не была выведена на орбиту. В сборочном цехе Машзавода им. М.В.Хруничева находились еще два космических аппарата «Алмаз-Т» (№ 0304 и № 0305). 25 июля 1987 г. на орбиту был выведен космический аппарат «Алмаз-Т» (N9 0304). В прессе «Алмаз-Т» назвали «Космос-1870». Эта станция в течение двух лет передавала на Землю радиолокационные снимки высокого для того времени разрешения (25-30 м).
Для повышения качества радиолокационных снимков проведена глубокая модернизация следующей орбитальной станции, которая была выведена на орбиту 31 марта 1991 г. уже под собственным названием «Алмаз-1». В тот период станция «Алмаз-1» имела наивысшее разрешение радиолокационной информации (до 8 м), цифровую систему передачи информации через спутник-ретранслятор «Гейзер» (НПО «Элае», Г.Я.Гуськов) и цифровой комплекс обработки радиолокационной информации на Земле.
Космический аппарат «Алмаз-Т» № 0305 - «Алмаз-1»- эксплуатировался с 31 марта 1991 г. по 17 октября 1992 г. Почти двухлетняя работа станции «Алмаз-1» на орбите позволила сформировать уникальную базу радиолокационных изображений подстилающей поверхности при различных условиях наблюдения. Космическая станция «Алмаз-1» принимала участие в спасении судна «Михаил Сомов», вывозившего полярников из Антарктиды и блокированного тяжелыми льдами в условиях антарктической ночи.
Работа по космическим аппаратам «Алмаз-Т» возглавлялась первым заместителем генерального конструктора В.В.Витером и координировалась группой главного ведущего конструктора И.Ю.Постникова. Для обработки поступающей информации в НПО машиностроения под руководством П.А.Широкова был создан специальный центр, оснащенный самым современным оборудованием и укомплектованный высококвалифицированными специалистами.
Время тяжелых аппаратов ДЗЗ массой 12-18 т с запуском на PH «Протон», и даже 7-8 т, безвозвратно прошло. Те же самые задачи начали реализовываться на малых космических аппаратах легкого класса, весом 700—1100 кг. На повестке дня появились уникальные заявки по разрешающей способности аппаратуры наблюдения -1 м и менее.
НПО машиностроения предложило для запусков малых космических аппаратов использовать недорогие PH «Стрела», созданные на базе снимаемых с боевого дежурства баллистических ракет УР-100Н УГГХ (88-19).
27 июня 2013 г. этой ракетой-носителем ОАО «ВПК «НПО машиностроения» осуществило запуск первого радиолокационного КА «Кондор-Э» («Космос-2487»). После длительного перерыва Россия вернулась в строй стран, проводящих радиолокационное наблюдение из космоса.
К началу 1970-х гг,, по мере накопления опыта, перед АО «Корпорация «ВНИИЭМ» (в то время ВНИИЭМ) встала серьезная задача - усовершенствовать космический аппарат «Метеор-1». К этому времени потребовалась переработка как модуля служебной аппаратуры и конструкции (повысить надежность, точность ориентации, мощность энергопитания и т.д), так и информационных систем (телевизионной аппаратуры в видимом и инфракрасном диапазонах). Решено было создать спутник следующего поколения.
В 1972-1975 гг. ВНИИЭМ в кооперации с Истринским отделением (ныне АО «НИИЭМ» входит в структуру АО «Корпорация «ВНИИЭМ») разработали и провели полномасштабные наземные испытания нового космического аппарата «Метеор-2», созданного е соответствии с утвержденным Госкомгидрометом и Минобороны тактико-техническим заданием.
Предстояло создать уникальный многоцелевой космический аппарат, не имевший тогда аналогов в мировой (тем более в советской) космической технике, в котором все узлы, приборы, системы и конструкция в целом должны были разрабатываться впервые. КА получил название «Электро» и должен был каждые полчаса давать многоспектральные изображения видимого диска Земли с высоким пространственным разрешением и измерительной точностью, обеспечивать метеорологов многими видами двухсторонней связи и ретрансляции информации, проводить разнообразные гелио-геофизические измерения в околоземном космосе, поддерживать стабильность точки стояния и многое другое. В отличие от американских и европейских аппаратов, российский КА должен был иметь прецизионную трехосную ориентацию.
Американские метеорологические геостационары, запускавшиеся в первые двадцать лет, стабилизировались вращением, что было существенно проще, но не давало необходимых условий для использования ряда важных приборов. Первый, подобный российскому, космический аппарат GOES NEXT был запущен американцами только в апреле 1994 г., всего на полгода раньше КА «Электро».
Требования военных носили глобальный характер. Предлагалось создать в СССР собственную систему из трех геостационарных КА, с помощью межспутниковой связи (ретрансляции) передающих глобальные метеоданные каждые 30-60 мин на три советских центра: Москву, Новосибирск, Хабаровск. Главным конструктором КА «Электро» был назначен Ю.В.Трифонов.
Летные испытания геостационарного КА «Электро» № 1 были начаты 1 ноября 1994 г. После отделения КА от носителя произошло гашение начальной угловой скорости, нормально раскрылись солнечные батареи и все антенны КА, после успокоения космический аппарат принял одноосную ориентацию на Солнце, однако ориентация на Землю и режимы трехосной ориентации не состоялись ввиду отказа обоих каналов датчика Земли - 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 разработана и реализована программа восстановления трехосной орбитальной ориентации КА путем применения штатных датчиков Полярной звезды и экспериментального прибора точного солнечного координатора. Для этого потребовалось доработать, отладить на наземных стендах и ввести по радиоканалу в бортовую управляющую систему КА (БУС-1) дополнительное программное обеспечение.
Пока в течение нескольких месяцев налаживали работу спутника, работники наземного центра приема и обработки информации «Планета» во главе с Виктором Жупановым полностью переделали технический комплекс приема и обработки информации, включая сложнейшую математику. КА «Электро» вскоре был передан центру «Планета» и Гидрометеоцентру в эксплуатацию и проработал почти четыре года.
К началу 1970-х гг. приобрела значительную актуальность задача изучения механизмов взаимосвязи отдельных физических явлений в ближнем космосе и солнечно-земных связей. Аппараты типа «ДС-У» уже не подходили для решения такой комплексной задачи ввиду ограниченных ресурсных и функциональных возможностей. Результаты анализа, проведенного в 1971 г. конструкторским бюро «Южное», показали, что большинство задач (независимо от ведомственной принадлежности) могут быть представлены в виде нескольких групп.
Однотипность требований со стороны задач одной группы определила техническую и экономическую целесообразность создания, модернизации и развития специализированных космических аппаратов как комплектаций единой базы аппаратов, получившей наименование KAM - многоцелевой космический аппарат. В частности, было показано, что большинство научных и прикладных задач, требующих сбора, запоминания и передачи информации по радиоканалам, могут быть решены на базе многоцелевых космических аппаратов трех классов: KAM-I, KAM-II, KAM-III. В результате выполненных проектных проработок было сделано заключение, что потребности фундаментальных исследований околоземного космического пространства почти полностью обеспечиваются использованием двух модификаций автоматической универсальной орбитальной станции класса KAM-I: с ориентацией на Землю (АУОС-3) и на Солнце (АУОС-СМ).
Станции стали базовыми платформами для создания целевых исследовательских аппаратов путем оснащения их соответствующими бортовыми комплексами научной аппаратуры. Автоматическая универсальная орбитальная станция АУОС-3 предназначена для комплексного изучения космического пространства, физической природы явлений солнечной активности, геофизических явлений и связи этих явлений с солнечной активностью, осуществляемого по программе международного сотрудничества, а также для проведения экспериментов в интересах народного хозяйства. Она обеспечивает минимум изменений конструкции и состава бортового обеспечивающего комплекса при переходе от одного применения к другому.
Базовый космический аппарат АУОС-СМ предназначался для обеспечения проведения комплексных исследований Солнца в интересах науки и народного хозяйства в рамках проектов «Коронас-И», «Коронас-Ф», «Фотон». Основными научными целями указанных проектов являются исследования физических процессов, происходящих при выделении и переносе энергии в различных областях активного Солнца и прилегающих к ним районах, а также разработка на этой основе диагностического аппаратурного комплекса для прогнозирования солнечной активности на постоянной (регулярной) основе.
Концептуальные основы унификации станций АУОС-3 и АУОС-СМ остались в принципе такими же, как и ранее сформулированные для аппаратов серии «ДС-У». Вместе с тем существенно возросли функциональные возможности аппаратов по обеспечению бортового научного комплекса сервисными функциями в части установочной массы (до 400-600 кг), среднесуточной потребляемой мощности (не менее 50 Вт), точности ориентации, объема командных воздействий, информационных характеристик радиолиний. Унификация затронула и структуру бортового научного комплекса: в него в качестве неизменяемых элементов были введены система технического обеспечения научных приборов и аппаратура радиолинии международного диапазона частот для сброса информации непосредственно зарубежным постановщикам экспериментов по программе «Интеркосмос».
Разработка целевых комплектаций станций АУОС-3 была начата в 1973 г. Все проводимые на станции эксперименты можно отнести к разряду уникальных. Всего с 1973 по 1991 г. разработано, изготовлено и запущено одиннадцать космических аппаратов, созданных на базе платформы АУОС-3, в т.ч. девять - по программе международного сотрудничества. Использование идей унификации позволило решить поставленную задачу с минимальными затратами времени и средств.
В начале 1970-х гг. в соответствии с правительственным заданием была осуществлена разработка второго поколения юстировочных и калибровочных космических средств - ракетно-космического комплекса «Тайфун», обеспечивающего поддержание боеготовности и отработку вновь вводимых специальных наземных комплексов Министерства обороны СССР. В составе комплекса «Тайфун» созданы две модификации унифицированных космических платформ - «Тайфун-1» и «Тайфун-2», на базе которых разработаны и введены в эксплуатацию шесть типов специализированных космических аппаратов.
Для работы с космическим аппаратом «Дуга-К» при орбитальном полете использовались средства автоматизированного комплекса управления космического аппарата «Тайфун-1» и «Тайфун-2» со специальным математическим обеспечением, доработанным с учетом специфики космического аппарата «Дуга-К». Для проведения летных испытаний были изготовлены два аппарата. Оба космических аппарата были выведены на расчетные орбиты с космодрома Плесецк. Работы по созданию комплекса «Дуга-К» и поставленные целевые задачи выполнены. Постановщики целевых задач на космических аппаратах комплекса «Тайфун» - организации Министерства обороны и Министерства радиопромышленности СССР.
Космический аппарат «Кольцо» (постановление правительства от 31 мая 1985 г.) явился дальнейшим развитием идеи целевого применения технических ре шений, заложенных в КА «Тайфун-2», и был предназначен для отработки и поддержания в готовности наземных средств системы ПВО г. Москвы. Существенно увеличены абсолютные и удельные выходные характеристики системы электроснабжения, повышена точность системы ориентации, реализована возможность программного разворота КА в плоскости местного горизонта, увеличен запас отстреливаемых элементов. Была полностью реализована программа летных испытаний (начало 1988 г.). Всего на орбиту было выведено три КА «Кольцо».
На базе платформы «Тайфун-1» в соответствии с постановлением правительства от 1982 г. был создан КА «Дуга-К» с целью отработки системы загоризонтной радиолокации. Были изготовлены и запущены на орбиты с космодрома Плесецк два аппарата этого типа, задачи запусков полностью выполнены.
В конце 1970-х гг. в НПО ПМ началась разработка нового геодезического спутника второго поколения «Гео-ИК» с более современной, высокоточной радиогеодезической аппаратурой, высотомером и системой импульсной световой сигнализации. Спутники «Гео-ИК» предназначались для решения значимых (национального уровня) геодезических задач: создания фундаментальной Всемирной астроно- мо-геодезической сети с точностью привязки ее опорных пунктов к центру масс Земли не хуже 10 м глобально и 3-5 м на территории СССР, а также региональных сетей на Антарктиду, Европу, Северную Америку и Азию; дальнейшего уточнения параметров геопотенциала до уровня 2-3 м в превышениях геоида над общим земным эллипсоидом; определения параметров вращения Земли (неравномерность вращения и движение полюсов). При решении геодезических задач наряду с уже традиционными триангуляционным и орбитальным методами использовался метод альтиметрии - прямого измерения высоты до поверхности Мирового океана в текущих подспутниковых точках.
Основным элементом геодезического комплекса (системы) второго поколения стал решетневский КА «Гео-ИК». За основу конструкции КА в НПО ПМ была принята «фирменная» конструктивно-компоновочная схема КА унифицированного ряда КАУР-1. Корпус имел форму цилиндра с восемью дополнительными (раскрывающимися в виде изящной ромашки) панелями солнечной батареи.
Для решения целевых задач КА «Гео-ИК» оснащен радиовысотомером, радиотехническими доплеровской и дальномерной запросной системами, системой световой сигнализации с лампой-вспышкой направленного действия, уголковыми лазерными отражателями (для выполнения квантово-оптических измерений дальности от земных станций до КА) и системой синхронизации и хранения времени. Сбор на борту информации с радиовысотомера, а также управление работой бортовой аппаратуры в автономном режиме обеспечивало запоминающее устройство.
К созданию первых в СССР мощных геостационарных спутников-ретрансляторов с узколучевыми зонами обслуживания, которые могли бы отслеживать движущиеся передающие и принимающие объекты, НПО ПМ обратилось в середине 1960-х гг. Это было естествен ным шагом в развитии проводимых ранее работ по спутниковой радиосвязи. Поскольку на одном типе КА комплексировать большое множество возможных задач в условиях имеющихся технических и технологических ограничений было нецелесообразно, НПО ПМ предложило создать для ГСО два типа специализированных КА - ретрансляторов - «Поток» и «Луч» - в рамках единой спутниковой системы, дополняющей ЕССС.
17 февраля 1976 г. вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР, предусматривающее создание Глобальной космической командно-ретрансляционной системы (ГККРС «Рассвет») на базе КА, получивших впоследствии название «Поток» и «Луч». ГККРС предназначалась для обеспечения оперативной доставки в Центр информации со средств наблюдения за объектами в любых районах земной поверхности и акватории Мирового океана.
Первый КА-ретранслятор «Поток» создавался для решения принципиально новой информационной задачи. В те годы только США создавалась система оперативной доставки информации через специальный спутник-ретранслятор. Роль КА-ретрансляторов возросла в связи с необходимостью решения стратегической задачи - контроля национальными средствами условий выполнения договоров об ограничении стратегических наступательных вооружений. НПО ПМ и НПО «ЭЛАС» было предложено создание системы ретрансляции на ГСО со специальным КА-ретранслятором «Поток». Идея была поддержана Минобщемашем.
НПО ПМ было определено головным по всей спутниковой системе ретрансляции информации. КА «Поток» предназначался для ретрансляции в Центр информации с новых КА типа «Янтарь» (ЦСКБ) и «Целина» (КБ «Южное»). По инициативе НПО ПМ совместно с НИИ Микроприборов НПО «ЭЛАС» в состав целевых задач КА «Поток» было включено обеспечение глобальной круглосуточной телекодовой, телефонной, телеграфной и фототелеграфной радиосвязью между периферийными пунктами (с ограниченными ресурсами по энергетическому потенциалу и габаритно-массовым параметрам) и объектами - потребителями информации. Создание такой сложной системы, имеющей жесткие ограничения по массам и потреблению энергии КА, на том уровне развития микроэлектроники в СССР явилось чрезвычайно сложной задачей.
Большое значение для успешной реализации проекта КА «Поток» имело решение об использовании антенных фазированных решеток, что позволило значительно снизить вес целевого ретранслятора, разместить на этом КА ретранслятор для связи с наземными переносимыми приемо-передающими станциями.
18 мая 1982 г. на орбиту был выведен первый спутник «Поток». Управление КА в полете осуществлялось из Центра управления, расположенного в Голицыно-2 с привлечением новой КИС, станций «ВНКУ», ПН КИП «Фазан» одного из ОКИК. Уже летающий спутник «Поток» использовался для отработки находящейся на Земле (на полигоне) передающей аппаратуры в составе КА «Янтарь». Реальная совместная работа двух спутников «Поток» и «Янтарь» с передачей целевой видеоинформации началась с января 1983 г.
Это была большая победа всех коллективов, создававших две сложные спутниковые системы (для сравнения: первые национальные спутники-ретрансляторы за рубежом были построены и выведены на ГСО: в США - в 1983 г. (TDRS), в Европе - в 2001 г. (экспериментальный Artemis), в Японии - в 2002 г. (DRTS/Kodama), в КНР - в 2008 г. («Тяньлянь-1»ЛЪ-1)).
21 января 1986 г. вышло постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 19-29 о принятии в эксплуатацию системы «Сплав» с КА «Поток», а 1 февраля 1991 г. - Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 29-9 о принятии в эксплуатацию системы «Синтез» с КА «Поток». За все время эксплуатации КА-ретрансляторы «Поток» размещались в двух из трех зарегистрированных точек: 80° в.д.; 13,5° з.д.; 168° в.д. Всего в 1982-2000 гг. было запущено на ГСО 10 КА серии «Поток». В ходе эксплуатации КА «Поток» проявилась их неполная загруженность.
На базе БЦВМ была создана система ориентации и стабилизации «Вектор» в цифровом исполнении. Эта система ориентации, унифицированная для спутников «Поток», «Луч», «Луч-2», «Галс», «Экспресс», «Экспресс-А», «Аркос» и др., стала третьим поколением геостационарных СОС класса точных систем. БЦВМ позволила решать принципиально новые в части баллистического обеспечения задачи. При создании КА «Поток» совместно с НИИ Микроприборов был разработан с использованием новейших технологий бортовой ретрансляционный комплекс в составе приемопередатчиков «Сплав», «Синтез» и антенно-фидерного устройства.
С созданием КА «Поток» связан также новый этап в отечественном двигателестроении. К этому времени в молодом ОКБ «Факел» (г. Калининград), которое активно искало свою нишу в области космического двигателестроения, был разработан ряд образцов двигателей малой тяги. По массогабаритным показателям для задач с суммарным импульсом до 10 тс были выгоднее термокаталитические двигатели. Для больших суммарных импульсов предпочтительны плазменные двигатели. Поэтому для КА «Поток» НПО ПМ совместно ОКБ «Факел» было принято решение использовать электрические двигатели первого типа в качестве исполнительных органов системы ориентации КА, а второго типа - для коррекции орбиты.
Плазменные двигатели на КА «Поток» в целом нормально включались и работали. Отдельные сбои удалось ликвидировать за счет корректировки ПМО. Электроракетная двигательная установка работала совместно с бортовыми баллистическими программами, так что спутник мог сам, без помощи наземных средств, на протяжении длительного времени корректировать орбиту, поддерживая свое положение в заданной точке.
Для подстраховки руководством было принято решение, несмотря на обычный дефицит масс, установить на первых двух космических аппаратах кроме монотопливной ДУ ориентации еще и резервную пневмосистему на холодном азоте. И это решение оказалось полностью оправданным: на первых машинах имелись случаи замерзания трубопроводов подачи топлива ДУ ориентации, пока не научились надежно обогревать и двигательные блоки, и трубопроводы. Без пневмосистемы в этих случаях КА были бы потеряны.
Все последующие КА, включая самые последние «Экспрессы-АМ», несут в себе характерные черты того «Потока», который был запущен в мае 1982 г.
Проработки по созданию навигационной системы нового поколения «Ураган» (для открытых документов и совещаний применялось название ГЛОНАСС - Глобальная Навигационная Спутниковая Система) начались во второй половине 1970-х гг. Она предназначалась для навигационного и топогеодезического обеспечения всех видов Вооруженных сил и гражданских пользователей (морских, сухопутных, авиационных и космических).
В 1980-е гг. для развертывания многоспутниковой системы ГЛОНАСС была заложена групповая (три космических аппарата одной PH) схема выведения спутников тяжелым носителем «Протон» с разгонным блоком «ДМ», да и альтернативной PH в те годы в СССР не было. Однако в целях форсирования начала и повышения надежности реализации программы летных испытаний запуск первого навигационного спутника «Гло- насс» (11 Л) с космодрома Байконур 12 октября 1982 г. был произведен в блоке с двумя его габаритно-весовыми макетами, а несколько последующих - с одним ГВМ (всего на орбиту запущено восемь ГВМ).
В 2011 году ОАО «ИСС» обеспечило выполнение Федеральной целевой программы по формированию глобального космического сегмента ГЛОНАСС на базе спутников «Глонасс-М». После многолетнего перерыва система ГЛОНАСС стала постоянно доступна потребителям в любой точке Земного шара. Предприятие продолжает наращивать орбитальный резерв системы ГЛОНАСС. ОАО «ИСС» начало летные испытания навигационного спутника «Глонасс-К».
Оценив возможности по оперативному изготовлению большого количества КА для навигационной системы, которыми обладал Механический завод НПО ПМ в Красноярске-26, а также учитывая его загрузку в тот период по другим, не менее важным, спутниковым проектам, руководство отрасли и генеральный конструктор М.Ф.Решетнев приняли решение передать изготовление КА Омскому авиационному заводу и его серийному конструкторскому бюро (ныне ПО «Полет»). Изготовление спутников велось по исходным данным и теоретическому чертежу НПО ПМ, где также изготавливались некоторые новые элементы конструкции и приборы для этих спутников.
Для обеспечения запуска блока из трех КА одной тяжелой PH «Протон» с РБ типа «ДМ» потребовалась новая, достаточно сложная и ответственная конструкция системы отделения при высоте блока до 4 м и очень плотной компоновке трех КА с массой каждого 1415 кг. В единый блок три КА монтировались на техническом комплексе космодрома почти вплотную друг к другу. Требовалось обеспечить высокую жесткость при воздействии нагрузок на блок при выведении на орбиту.
Специалистами НПО ПМ была проведена большая работа по внедрению в космическую технику новых высокомодульных композиционных материалов. Ферму системы отделения создали из боралюминия. Она была легче алюминиевой на 30%, удовлетворяла требованиям по жесткости и оказалась прекрасным амортизатором, существенно сгладившим ударные и вибрационные нагрузки.
Одной из центральных задач летных испытаний являлось обеспечение радионавигационными сигналами пусков морских баллистических ракет РСМ-54 (Р-29РМ) комплекса РО Д-9РМ, разработанного КБ машиностроения (ныне ГРЦ им. академика В.П.Макеева), Пуск МБР Р-29РМ с РПК СН проекта 667БДРМ также проходящих тогда летные испытания.
Всего с 30 ноября 1983 г. по 26 декабря 1984 г. в режиме визирования навигационных спутников ракетами в полете произведено 18 пусков ракет РСМ-54:17 одиночных и 1 залповый с наземного стенда и с двух ракетных подводных крейсеров стратегического назначения. Решения по проведению каждого пуска принимались Государственной комиссией под председательством вице-адмирала ОДБобырева, которой докладывалось о готовности к пуску каждой из систем, входящих в комплекс РО Д-9РМ или обеспечивающих его работу, с обязательным оставлением автографа соответствующим представителем в Полетном задании на очередной пуск.
Применение в МБР Р-29 РМ высокоточного астрорадиоинерциального режима, использующего наряду с результатами визирования навигационных звезд информацию от спутников системы ГЛОНАСС, привело к улучшению точности стрельбы в 2,5-3 раза, что позволило морской ракете впервые сравняться по точности стрельбы с межконтинентальными БР наземного базирования.
В 1977 г. началась разработка принципиально нового КА-ретранслятора «Луч», который создавался по инициативе НПО ПМ и предназначался для расширения круга пользователей ГККРС в дополнение к КА «Поток» за счет использования новых I.- и Ки-диапазонов. КА «Луч» создавался в интересах Космических войск и ВМФ.
Предполагалось, что в перспективе КА «Луч» в составе КИК будет использоваться для управления всей развивающейся отечественной орбитальной группировкой в режимах, близких к реальному времени. На первом этапе ставились основные задачи: ретрансляция телевизионной информации и обмен данными станции «Мир» с ЦУПом, обеспечение двусторонней связи с орбитальным кораблем многоразового использования «Буран», с КА «Союз», «Прогресс» и РБ (межорбитальными буксирами), двусторонний обмен видеоинформацией, оперативная организация персональной телефонной связи.
КА «Луч» функционально входил в состав Спутниковой системы контроля и управления пилотируемыми космическими комплексами, что позволяло обеспечить радиосвязь в течение 80-90 % их полетного времени. «Луч» предназначался также для организации более современных услуг персональной спутниковой связи.
Важнейшие особенности КА «Луч» - многоствольный многодиапазонный бортовой ретранслятор, блок крупногабаритных раскрываемых антенных систем, обеспечивающих высокие энергетические характеристики линий связи, наведения лучей в любую точку зоны радиовидимости. КА «Луч» имеет три ретранслятора. БРТК формирует радиолинии ТВ-информации и телефонной связи, а также магистральную радиолинию. На КА «Луч» установлены параболические двухзеркальные антенны диаметром 3 и 1,6 м в Ки-диапазоне, однозеркальные диаметром 4,5 м в ДМ-диапазоне (складной конструкции) и 0,6 м в СМ-диапазоне. В состав БКУ введена быстродействующая БЦВМ, которая позволяла реализовывать гибкие и сложные алгоритмы управления КА в целом и его бортовыми антеннами, обеспечивая автономность функционирования КА.
Впервые в состав бортовых систем была введена система поворота антенн, используемая для прецизионного механического наведения на абонентские земные станции радиолучей антенн ретранслятора с высокой точностью. Этим спутник обеспечивал высокоскоростную передачу информации на абонентские земные станции с антеннами малого диаметра - до 0,8 метра
Особенно сложными и трудоемкими при создании КА «Луч» были разработка антенного блока и механических систем, а затем их экспериментальная отработка. При разработке необходимо было компактно разместить на КА крупногабаритные параболические антенны как в стартовом положении (в сложенном виде для размещения на ракете под обтекателем), так и в рабочем раскрытом положении. Требовалось, чтобы СБ и антенны на орбите не затеняли друг друга и были разнесены от корпуса КА. В результате раскрытые панели СБ были отнесены от корпуса на расстояние 2-2,5 м. В свою очередь, антенны диаметрами 1,5,3 и 4,5 м при раскрытии также отодвигались на несколько метров в разных плоскостях.
Применение антенн Ки-диапазона большого диаметра потребовало разработки принципиально новой для отечественной техники системы прецизионного наведения антенн на основе методологии реализации т.н. точностного бюджета. Необходимость компактной укладки больших антенн в стартовом положении потребовала не только конструктивных ухищрений, но и создания технологий, организации новых производств для формирования поверхностей антенн из металлического сетеполотна.
С использованием опыта Института материаловедения АН УССР (г. Киев) на базе Московского текстильного института была организована отраслевая лаборатория, оснащенная современными станками из Германии, на текстильном комбинате в Абакане организовали серийное производство сетки для всей отрасли.
Проблемы возникали и в связи со сложной логикой приведения из сложенного состояния в рабочее положение параболической антенны диаметром 4,5 м. Они была успешно решены после тщательной проработки и гарантированной увязки скорости раскрытия штанги и скорости работы механического блока системы поворота антенн.
Не меньшие сложности были и с отработкой антенны диаметром 3 м с радиопеленгатором, которую поместили в зону полезного груза под обтекатель. Облучатель антенны Ки-диапазона разработал РНИИ КП. Первые образцы волноводной системы были изготовлены из алюминиевых труб методом гибки и сварки. Для этого завод освоил технологию осаждения никеля на вытравливаемую оправку.
Известно, что вероятность безоблачного наблюдения из космоса регионов, расположенных в средних широтах, составляет лишь 20-30 %, что приводит к фактической периодичности наблюдения одного и того же района не чаще, чем один раз в 1,5-2 месяца и не позволяет оперативно оценивать многие быстроменяющиеся параметры, интересующие потребителей информации ИПРЗ. По указанным причинам, а также из-за технической сложности получения и передачи многозональной информации высокого разрешения во ВНИИЭМ, как головном разработчике КА ИПРЗ, была поставлена задача на первом этапе получить многозональные КА «Метеор-Природа» снимки земной поверхности с достаточно большой обзорностью при относительно низком разрешении. Это позволило бы, с одной стороны, иметь возможность прослеживать состояние достаточно крупных природных объектов и динамику изменения кратковременных и сезонных явлений на больших территориях, а с другой - получить определенный опыт в использовании многозональной космической информации и определить требования к постоянно действующей космической системе изучения природных ресурсов Земли.
Программа «Метеор - Природа» в последующее (после 1974 г.) десятилетие прошла последовательно три этапа. Первые КА «Метеор - Природа» создавались на базе спутника первого поколения «Метеор» и выводились на такие же приполярные орбиты высотой 900 км и наклонением 82 °. На спутниках устанавливались научно-информационный радиотелевизионный комплекс, состоящий из многозональных сканеров малого (МСУ-М) и среднего (МСУ-С) разрешения, бортового запоминающего устройства и двух радиопередатчиков дециметрового (466 МГц) и метрового (137 МГц) диапазонов.
Программа «Метеор - Природа» включала подготовку и запуск семи спутников, проведение исследований с использованием получаемых данных, прием, обработку и выдачу всем заинтересованным потребителям многозональных спутниковых изображений. На спутниках «Метеор - Природа» была осуществлена серия экспериментов по ДЗЗ, включая зондирование атмосферы и мониторинг околоземного пространства.
Большой интерес для решения задач ДЗЗ представляла установка не просто кратной орбиты, а такой, при которой трасса КА с заданной периодичностью проходит через определенный район, например, через тестовый (измерительный) полигон, где одновременно проводятся подспутниковые (самолетные и наземные) наблюдения с целью разработки единых методик интеграции космической информации. Пути решения такой задачи были отработаны в процессе эксперимента с КА «Метеор - Природа», осуществленного по программе «Болгария-1300», причем точность наведения трассы на нужный район составила 5-10 км при четырехсуточном периоде повторения наблюдений.
С целью развития системы исследований природных ресурсов Земли из космоса в 1977 г. вышло постановление правительства, посвященное созданию в Советском Союзе космической системы «Ресурс», которым поэтапное развитие подсистемы оперативного наблюдения поверхности суши с КА «Ресурс-О» поручалось ВНИИЭМ. В рамках реализации этого постановления 18 июня 1980 г. на базе спутниковой платформы СП-1 (разработка ВНИИЭМ) был создан и выведен на синхронно-солнечную орбиту экспериментальный КА «Ресурс-ОЭ». Целью создания КА было продолжение эксплуатации работавшей тогда системы «Метеор - Природа», для чего на нем был установлен радиотелевизионный комплекс и проводилась летная отработка новых, более совершенных, информационных приборов подсистемы «Ресурс-О».
Платформа СП-1 обеспечила установку на КА «Ресурс-ОЭ» уникального комплекса новых информационно-измерительных средств получения многозональной космической информации высокого, среднего и малого разрешения, также было обеспечено его длительное функционирование. Проводилась одновременная съемка земной поверхности с помощью сканирующих устройств различного типа в 17 поддиапазонах спектра от 0,4 до 2,4 мкм с разрешением от 30 до 800 м в полосах обзора от 30 до 2000 км. Особый интерес представляла новая аппаратура КА.
Разработанная в ИКИ АН СССР в сотрудничестве с ВНИИЭМ и предприятием «Карл Цейс Йена» (ГДР) цифровая сканирующая система «Фрагмент» впервые в российской практике обеспечивала измерение спектральных энергетических яркостей природных образований в восьми спектральных интервалах с различной точностью, при измерениях использовались бортовые калибровочные и эталонные источники света.
Задачей системы «Фрагмент» являлось получение в космосе и передача в реальном времени на Землю радиометрической видеоинформации о земной поверхности и отработка на ее основе принципов построения оперативной космической системы исследования природных ресурсов Земли в видимой и ИК-области спектра электромагнитных волн. В составе КА «Ресурс-ОЭ» система «Фрагмент» успешно проработала 4 года.
... впервые в КА «Ресурс-ОЭ» был применен способ т.н. космической лупы, когда внутри широкой (650700 км) полосы просмотра сканера среднего разрешения можно было «досмотреть» узкую полосу в 50 км с повышенным в 3-4 раза разрешением, этот способ приобрел значительную популярность у потребителей и стал как бы визитной карточкой российских КА серии «Ресурс-01». Продолжалась опытная эксплуатация космической системы «Метеор - Природа», в состав которой в 1980 г. вошел, по существу, КА «Ресурс-ОЭ», поскольку на нем, кроме экспериментальных приборов БИК-Э и «Фрагмент», был установлен телевизионный многозональный комплекс РТВК.
Фактически до 1988 г. информация передавалась от двух КА. Это позволило получать обзор территории Советского Союза в среднем каждые 4-5 суток, в сотни научно-исследовательских организаций двадцати министерств и ведомств рассылались десятки тысяч дубль-негативов, фотографий и ортопланов многоспектральной телевизионной информации.
«Ресурс-ДК1» - это первый российский космический комплекс, обеспечивающий детальную съемку в панхроматическом диапазоне и многозональную съемку земной поверхности с оперативной доставкой высокоинформативных изображений по высокоскоростной радиоли- нии на наземный комплекс приема обработки и распространения информации (НКПОР-ДК) в интересах социально-экономического разви- тия России и международного сотрудничества. Это позволило восстановить паритет России в вопросах получения детальной информации с разрешением до 1 м.
КК «Ресурс-ДК1» создан ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» совместно с широкой кооперацией предприятий-соисполнителей и в рамках Федеральной космической программы России. КА «Ресурс-ДК1» позволяет: вести съемку местности с разрешением до м в панхроматическом диапазоне и до 2-3 м в трех узких спектральных диапазонах; получать снимки с указанным разрешени- ем с шириной захвата земной поверхности до 28 км и протяженностью от 16 до 2100 км; вести съемку территории одновременно в одном-трех спектральных диапазонах и т.д.
В 1977 г. началась разработка космической подсистемы фотонаблюдения «Ресурс-Ф», целью которой являлось создание на базе КК «Зенит-2М» н/х и «Фрам» космических комплексов «Ресурс-Ф1» и «Ресурс-Ф2», предназначенных для проведения разномасштабных многозональных съемок поверхности Земли в видимом и ближнем инфракрасном диапазонах спектра электромагнитного излучения с высоким (по тем временам) разрешением на местности и высокими геометрическими и фотометрическими характеристиками. Космический комплекс «Ресурс-Ф1» предназначен для проведения синхронной многозональной спектрозональной и разномасштабной фотосъемки земной поверхности в интересах изучения природных ресурсов Земли и охраны окружающей среды, а также наук о Земле и международного сотрудничества.
Повышение эффективности параметров и дешифровочных свойств съемок с КА «Ресурс-Ф1» достигнуто за счет применения фотоаппаратуры «Природа-4» (обеспечивающей разрешение на местности аппаратами СА-20 на черно-белой пленке 6-8 м, на спектрозональной пленке 10-12 м, аппаратами СА-34 на чернобелой пленке 20-30 м), созданной путем комплексирования фотоаппаратов СА-20М, СА-34 и СА-33 с новой системой управления бортовым комплексом, новой конструктивно-компоновочной схемой КА, доработкой ряда систем КА. В фотоаппаратуре использованы, наряду с традиционными, новейшие типы отечественных светоприемников и оригинальные сочетания светофильтров.
Вторым этапом работ по созданию космической подсистемы фотонаблюдения «Ресурс-Ф» являлась разработка космического комплекса «Ресурс-Ф2», предназначенного для проведения разномасштабных многозональных съемок поверхности Земли в видимом и ближнем инфракрасном диапазонах спектра электромагнитного излучения с высоким разрешением на местности, высокими геометрическими и фотометрическими характеристиками с помощью специально разработанной для этих целей принципиально новой фотоаппаратуры МК-4, обеспечивающей разрешение на местности на черно-белой пленке 9-12 м, на спектрозональной пленке -15-18 м. Разрешение на местности, полученное с помощью многозональной съемки космическим аппаратом «Ресурс-Ф2», в 2-3 раза выше, чем разрешение многозональной информации КА «Ресурс-Ф1».
Важнейшей особенностью спецаппаратуры КА «Ресурс-Ф2» являлась возможность обработки получаемой информации в автоматическом режиме на цифровом уровне, что обеспечивалось регистрацией эталонного сенситометрического клина и высокими геометрическими параметрами съемочной системы. Увеличение срока активного существования КА «Ресурс-Ф2» более чем в 2 раза, по сравнению со сроком активного существования КА «Ресурс-Ф1», позволило увеличить кратность покрытия территории полосой обзора до 2-3 раз.
Следует отметить, что по параметру разрешения фотоаппаратура МК-4 превосходила зарубежные оперативные средства получения космической информации, применяемые в то время на станциях «Лэндсат-5» (США) и «Спот» (Франция), что обеспечивало ее конкурентоспособность на внешнем рынке. За время эксплуатации космических комплексов «Ресурс-Ф1» (1979-1999 гг.) и «Ресурс-Ф2» (1987— 1995 гг.) было проведено несколько модернизаций этих изделий с целью улучшения их характеристик. Всего было осуществлено 63 полета этих космических комплексов с положительными результатами.
В общей сложности на орбиту с космодрома Плесецк выведено 70 аппаратов «Целина-Д». Планирование запусков космических аппаратов осуществлялось из условия построения и поддержания орбитальной группировки заданного состава и конфигурации.
Космические аппараты «Целина-О» и «Целина-Д» входили в состав системы «Целина», разработка которой началась в 1964 г. Космический аппарат «Целина-О» предназначался для проведения обзорных радиотехнических наблюдений. Он был неориентируемый, оригинальной конструкции, с использованием некоторых узлов ранее созданных космических аппаратов, с солнечными источниками питания.
Целевым назначением космического аппарата «Целина-Д» являлось ведение детальных радиотехнических измерений с помощью бортовой аппаратуры путем приема, анализа и высокоточной привязки к местности источников радиотехнических сигналов. Этот космический аппарат относится к классу ориентируемых в орбитальной системе координат и отличается от ранее разработанных КА более сложным комплексом специальной и обеспечивающей аппаратуры.
В 1981-1985 гг. был разработан КК «Орлец» первого этапа («Орлец-1»). Он оснащался капсульным автоматом с восемью спускаемыми капсулами, и основные устройства капсульного автомата имели гидравлические приводы. Первый запуск состоялся 18 июля 1989 г., а 25 августа 1992 г. распоряжением президента № 261 космический комплекс был принят в эксплуатацию. Это был первый космический комплекс дистанционного зондирования Земли, принятый в штатную эксплуатацию в Российской Федерации. Всего на орбиту выведено в семь таких спутников. Срок их жизни на орбите первоначально составлял 58-60 сут. Однако два последних аппарата проработали соответственно 102 и 120 сут.
При создании «Орлеца» второго этапа за основу взят «Орлец-1». Но капсульный автомат, предназначенный для работы с 22 капсулами, пришлось разработать фактически заново: все его устройства были переведены на электроприводы, увеличен запас топлива двигательной установки, выполнены необходимые доработки СЭП. В итоге длительность активного полета увеличилась с 60 суток до полугода.
Энергетические возможности ракеты-носителя 11А511У превышали потребности КА типа «Зенит». Этим обстоятельством удалось распорядиться творчески, использовав резерв выводимой массы и зоны полезного груза для создания попутных автономных спутников, предназначенных для проведения широкого круга исследований и экспериментов в космосе по программам Академии наук, промышленных предприятий, ученых и специалистов. Для обеспечения указанных работ в 1968 г. был создан универсальный автономный спутник «Наука», выводимый на орбиту совместно с космическим аппаратом «Зенит-2М» и позволяющий устанавливать различного рода аппаратуру научного и прикладного характера.
Головным разработчиком автономного спутника «Наука» было определено ЦСКБ, изготовителем - завод «Прогресс». Спутник представлял собой герметичный контейнер с автономной системой отделения. Научная аппаратура АС «Наука» могла размещаться как внутри контейнера, так и снаружи, на его крышке. Состав научной аппаратуры мог принципиально изменяться в зависимости от целей и задач исследований, проводимых на каждом конкретном спутнике. Конструкция контейнера оказалась настолько удачной, что использовалась на космических аппаратах «Бион» и «Фотон». Спутник имел системы телеметрического контроля, электропитания, поддержания теплового режима и управления бортовой аппаратурой.
Научная информация передавалась на Землю по телеметрическому каналу. Масса спутника составляла 550-600 кг. После выполнения программы научных исследований автономный спутник отделялся от базового космического аппарата и сгорал в плотных слоях атмосферы. Создание автономного спутника «Наука» позволило провести достаточно сложные исследования и эксперименты, получить уникальную научную информацию.
КА «Фотон» предназначен для проведения при орбитальном полете в условиях микротяжести исследований в области космической технологии, биотехнологии, физики невесомости с целью получения опытных образцов материалов с новыми или улучшенными свойствами, получения очищенных лекарственных препаратов, оптических стекол и т.п. Образцы полученных материалов и специальное оборудование, созданное в КБ общего машиностроения, общей массой до 700 кг возвращаются на Землю в СА. С 1985 г. по программе «Фотон» совершили полет 15 космических аппаратов.
В 2002 г. был создан КА «Фотон-М» № 1. Модернизация КА «Фотон-М» № 1, по сравнению с КА «Фотон» № 12, заключалась в замене ряда систем на более современные, замене приборов СУД, реализующих режим нормальной ориентации КА, в доработке системы обеспечения теплового режима, частичной замене серебряно-цинковых источников тока на литиевые блоки питания и в ряде других мероприятий.
КА «Фотон-М» № 3 стал пятнадцатым КА, созданным на конструктивно-аппаратурной базе типа «Зенит». При его создании был учтен богатейший опыт эксплуатации КА этого типа, а также внедрена масса усовершенствований, сделавших его более эффективным и привлекательным для проведения экспериментов в космосе. Направления исследований:
выращивание кристаллов полупроводниковых материалов методами направленной кристаллизации, бестигельной зонной плавки;
проведение биологических исследований, в т.ч. исследований в области биологии клеток, изучения клеток костной ткани, а также проведение экспериментов с биологическими образцами в открытом космическом пространстве;
проведение физиологических и биологических исследований на мышах-песчанках, тритонах и ящерицах;
исследование влияния факторов космического полета на жизнедеятельность микроорганизмов;
проведение исследований в области физики жидкостей в условиях микрогравитации и др.
В ходе полета КА выполнено более 70 экспериментов по программам как российских, так и зарубежных ученых. На КА «Фотон-М» № 3 было размещено 27 экспериментальных установок, в т.ч. 11 российских и 16 иностранных. Общая масса научной аппаратуры составляла 688 кг.
Перед разработчиками КА стоял ряд задач: увеличить срок активного существования, улучшить характеристики микрогравитации на борту. Для этого были заменены система электропитания, двигательная установка и система управления КА. Ранее в «Фотонах» для обеспечения электроэнергией использовались химические источники тока, и когда они расходовались, полет завершался. Как правило, длительность полета составляла не более 20 суток. На КА «Фотон-М» № 4 бортовые аккумуляторы заряжаются за счет солнечных батарей, что увеличивает срок активного существования спутника на орбите в зависимости от программы экспериментов.
За счет перехода на солнечные батареи увеличено и среднесуточное энергообеспечение КА до 1400 Вт (среднесуточное электропотребление обеспечивающей аппаратуры - до 500 Вт, среднесуточное электропотребление научной аппаратуры - до 900 Вт).
Второе принципиальное отличие от предыдущих «Фотонов» - объединенная двигательная установка. При помощи этой установки есть возможность изменять параметры орбиты КА после отделения от PH. Если раньше спутник мог работать только на той орбите, на которую была выведена PH (средняя высота около 300 км), то теперь появилась возможность изменять параметры орбиты КА для создания условий полета максимально благоприятных для постановщиков экспериментов.
Кроме того, благодаря продуманной оптимальной компоновке обеспечена возможность оперативного съема на месте посадки КА части научной аппаратуры, эксперименты на которой требуют максимально быстрой доставки полученных био- и технологических материалов в наземные лаборатории.
Конструктивно космический аппарат «Фотон-М» № 4 состоит из спускаемого аппарата, приборного отсека и агрегатного отсека. Конструктивно СА представляет собой сферу диаметром 2,2 м с нанесенным на наружную поверхность теплозащитным покрытием для защиты от аэродинамического нагрева при прохождении плотных слоев атмосферы. На корпусе СА имеются люки, предназначенные для монтажа и обслуживания научной и обеспечивающей аппаратуры на предприятии-изготовителе, космодроме и на месте посадки. Спускаемый аппарат - целевая часть КА. Это герметичный отсек, где размещается НА и средства, которые обеспечивают спуск и приземление. НА размещается как внутри, так и снаружи спускаемого аппарата. Общая масса возвращаемой НА, установленной внутри СА- до 421 кг.
Основной целью КК «Канопус-В» ставилось получение изображений поверхности Земли высокого пространственного разрешения в панхроматическом (2,1 м) и многозональном (10,5 м) режимах в интересах обеспечения оперативной информацией подразделений Федерального космического агентства, Министерства Российской Федерации по делам гражданской обороны, чрезвычайным ситуациям и ликвидации последствий стихийных бедствий, Министерства природных ресурсов и экологии Российской Федерации, Федеральной службы по гидрометеорологии и мониторингу окружающей среды России, Российской академии наук, а также других ведомств.
Одновременно с КК «Канопус-В» в рамках контракта между НАН Беларуси и АО «Корпорация «ВНИИЭМ» создавался Белорусский космический комплекс дистанционного зондирования Земли. Работу по созданию КК «Канопус-В» и Белорусского КК возглавил главный конструктор Рашит Салихович Салихов. Основным назначением БКК, как и КК «Канопус-В», является получение панхроматических и многозональных изображений поверхности Земли, но в интересах различных отраслей народного хозяйства,
В основу конструкции служебной космической платформы для КА положен негерметичный корпус, представляющий собой параллелепипед высотой 900 мм и с основанием 750 х 750 мм. Корпус является силовой конструкцией КА; совместно с элементами системы обеспечения теплового режима корпус обеспечивает заданный температурный режим посадочных (установочных) мест бортовой служебной и целевой аппаратуры, размещенной на внутренних и наружных поверхностях панелей корпуса. КА «Канопус-В» № 1, созданный АО «Корпорация «ВНИИЭМ», явился первым в России малым КА высокодетального дистанционного зондирования Земли нового поколения на основе современных технологий с использованием модульного принципа построения.
Радиолокационный МКА «Кондор-Э» предназначен для проведения всепогодных круглосуточных съемок объектов и заданных участков земной поверхности (суши и моря) в прожекторном режиме максимального разрешения, маршрутном детальном режиме, обзорном режиме и широкозахватном режиме «Скансар» низкого разрешения.
МКА «Кондор-Э» строится по модульному принципу и состоит из модуля полезной нагрузки - радиолокатора с зеркальной антенной - и унифицированной космической платформы со служебными системами, обеспечивающими функционирование МКА при наземной предстартовой подготовке, при старте в составе КГЧ и на всех участках орбитального полета. УКП способна также нести оптико-электронную и другую аппаратуру наблюдения. УКП в геометрическом отношении представляет собой параллелепипед длиной 1750 мм, в поперечном сечении имеющий квадрат со стороной ~900 мм. Корпус УКП конструктивно выполнен в виде негерметичного контейнера, состоящего из четырех панелей, механически соединенных между собой. Все панели УКП выполнены в виде трехслойной конструкции и состоят из двух обшивок алюминиевого сплава. Между обшивками располагаются тепловые трубы радиационного теплообменника и внутренний силовой набор. Все свободное пространство между обшивками заполнено сотами из алюминиевой фольги. Бортовые системы МКА размещены на панелях и рамах УКП: аппаратура РСА - на выдвижной раме, блоки системы генерирования электроэнергии - на откидных панелях, система управления движением - в основном на верхней панели, блоки бортового комплекса управления - на нижней панели и вертикальной стационарной раме.
На переднем торце УКП предусмотрены посадочные точки для крепления антенно-поворотного устройства антенны с системой РСА, на заднем торце УКП - точки для крепления ДУ. По переднему торцу УКП обеспечивается раскрепление КА на обтекателе космической головной части. По заднему торцу УКП КА соединяется с PH при помощи пироболтов. На двух боковых гранях корпуса закреплены раскладывающиеся четыре секционные панели солнечных батарей, в передней части - антенная система РСА, на плоскости, обращенной в зенит, - звездные и солнечные датчики, в надир - датчики Земли, в хвостовой части - двигательная установка системы ориентации и коррекции орбиты. Панели СБ ориентируются независимо одна от другой путем поворота вокруг осей по крену и тангажу. Положение батарей регулируется по командам локального контроллера бортовой вычислительной сети в зависимости от положения Солнца относительно осей МКА и сигналов положения панелей. В процессе поворота система ориентации СБ обеспечивает транзитную передачу электроэнергии, генерируемой панелями, и передачу сигналов от приборов, установленных на панелях.
В качестве полезной нагрузки МКА «Кондор-Э» радиолокационного наблюдения используется радиолокатор с синтезированной апертурой «Стриж» разработки АО «Концерн «Вега» (главный конструктор - И.Г.Осипов, в дальнейшем - В.Э.Турук). Этот РСА является универсальным многорежимным локатором космического базирования, позволяющим решать широкий круг пользовательских задач. Концепция РСА была сформулирована по результатам анализа информативности различных диапазонов волн для решения задач ДЗЗ и оценки возможностей аппаратурной реализации. Был сделан вывод, что для совмещения различных задач наблюдения заданных районов Земли оптимален 8-диапазон волн с полным использованием выделенной полосы частот и реализацией широкого набора режимов работы. Предусмотрены детальные маршрутный и прожекторные режимы с разрешением от 1 м, обзорные режимы пониженного разрешения (Скансар).