Навигация:
База «Ясный» - позиционный район или космодром?
Разгонный блок
«Ангара»
2000-ые годы: проекты в области отечественной ракетно-космической техники
Сохранение способности отечественной системы средств выведения обеспечивать гарантированный доступ в космическое пространство
Отставание в области производства отечественных космических аппаратов
Ожидаемое прекращение эксплуатации спутников фоторазведки
Разработка ASAT как противодейтствие МКРЦ
Серия малых спутников дистанционного зондирования земли «Кондор»
Спутники связи — космические аппараты унифицированного ряда (КАУР)
Спутники связи на геостационарной орбите
Спутники связи «Глобус 1» («Грань»)
«Горизонт» — расширение возможностей космического аппарата двойного назначения «Радуга»
Низкоорбитальная космическая система связи «Стрела 3»
Системы навигационного обеспечения и связи на базе КА «Циклон» и КА «Цикада»
Навигационная спутниковая система второго поколения ГЛОНАСС на базе КА «Ураган»
Система управления космическими аппаратами
Центры управления КА и обработки информации
Задачи управления КА и понятие «типовых суток полета»
Бортовые системы КА
Переход к конструированию универсальных модульных КА
Командно-измерительный комплекс
Отдельный морской командно-измерительный комплекс (ОМ КИК)
Ракета-носитель «Протон-К»
Особенности конструкции PH «Протон»
Особенности конструкции разгонного блока «ДМ»
Типовые операции подготовки PH «Протон-К» к пуску
Пуск PH «Протон-К»
Космические аппараты семейства «ГЛОНАСС» (11Ф654 «Ураган»)
Система ориентации КА «Ураган»
Как исключение, следует упомянуть базу «Ясный» (позиционный район Домбаровский 13-й ракетной дивизии 31-й ракетной армии, Оренбургская область) из шахтной пусковой установки (ШПУ), которой с июля 2006 г. производятся запуски КА на PH «Днепр», что потребовало создания на этой ракетной базе элементов собственного ИКК. Однако называть базу «Ясный» космодромом не совсем корректно, так как это штатный позиционный район ракетной дивизии, которая в повседневной деятельности решает задачи несения боевого дежурства и к задачам осуществления запуска КА будет привлекаться эпизодически, выделяя для этого одну из своих штатных ШПУ.
Разгонный блок (РБ) — техническое средство, предназначенное для доставки космического аппарата на требуемую орбиту или траекторию после отделения от PH. Технически РБ имеет в качестве отличительных особенностей наличие двигательной установки многократного включения и собственную, автономную от PH, систему управления. Этим РБ отличается от верхних ступеней PH. Например, блок «Л» PH «Молния М», хотя и оборудован двигательной установкой многократного включения, — все же 4-я ступень PH, а не разгонный блок, так как имеет на борту систему управления всей PH.
Нужно также учитывать, что понятие «разгонный блок» — преимущественно отечественное, и для иностранных PH, как правило, не применяется, так как традиционно любая ступень американской ракеты, в том числе с двигателями многократного включения, в прямом переводе и есть разгонный блок (англ. booster — ускоритель). Именно поэтому иностранные авторы разгонные блоки (в отечественном понимании) «Transtage», «Agena», «Centaur» и т.п., определяют как верхние ступени (upper stages) соответствующих PH.
... в СССР обходились одним типом разгонного блока — «ДМ» (в различных вариантах для PH 8К82К «Протон-К»: 11С86, 11С861, 11С824), который вполне справлялся с решением задач по выводу строго определенной номенклатуры КА на геостационарную орбиту и на межпланетные траектории. Большим успехом отечественной космонавтики за последние годы необходимо признать ввод в строй целого созвездия разгонных блоков (см. табл. 1.4), которые не только расширяют номенклатуру достигаемых орбит и диапазон масс выводимых КА, но и улучшают энерго-массовые показатели PH за счет отказа от энергетически невыгодной для запуска на большие высоты схемы прямого выведения, когда двигательная установка PH вплоть до отделения КА работает непрерывно. Соответственно, это повышает уровень адаптивности наших PH к требованиям по запуску коммерческих КА, что в современных условиях позволяет отечественной системе средств выведения выжить, а в грядущем снижает жесткость требований к будущим отечественным космическим системам по конструкции КА и схемам орбитального построения.
Дополнительно необходимо упомянуть отечественный кислородо-водородный РБ 12КРБ который, увы, эксплуатируется только на индийских PH СЬБУ (первый пуск в 2001 г.). Нетрудно заметить, что полученный результат достигается:
использованием конструктивных решений, а то и целых агрегатов, созданных и отработанных ещё в СССР, что позволило сэкономить финансы, время и добиться приемлемой надежности;
преимущественным применением на РБ ядовитых высококипящих компонентов топлива АТ/НДМГ с низким удельным импульсом с целью снижения стоимости производства и эксплуатации (так на PH «Протон-М» кислородо-керосиновый РБ «ДМ-2М» заменен на уступающий ему по энергетике РБ «Бриз М»).
Таким образом, налицо стремление сэкономить, даже в ущерб энергетической эффективности, которая при длительной эксплуатации РКК и определяет его экономичность! Остается пожалеть, что проблемным по-прежнему остается вопрос применения в РБ и на верхних ступенях отечественных PH водорода в качестве компонента топлива.
В 1993 г. был подписан указ Президента РФ, предписывающий в 1995 г. приступить к летным испытаниям нового РКК «Ангара». Для указанных сроков были веские основания, так как для новой PH предполагалось использовать отработанные к тому времени технологии, систему управления и двигатели PH 11K77 «Зенит», а также «зенитовские» ТК и СК на космодроме Плесецк, строительство которых с точки зрения советской экономики было близко к завершению. Создание комплекса объявлялось задачей особой государственной важности.
С тех пор к числу оптимистов относят тех, кто считает, что «Ангара» полетит через год, а к пессимистам относят тех, кто так думал пять лет тому назад. Однако от существования этого комплекса зависит выживаемость отечественной системы средств выведения в XXI веке, и поэтому вне зависимости от степени забвения со стороны государства «Ангара» создается, потому что у нас по-прежнему есть люди, действительно считающие, что это — задача особой государственной важности.
В основе РКК «Ангара» (рис. 1.19) лежит весьма прогрессивная идея покрытия всего диапазона масс полезных нагрузок с помощью PH, создаваемых комбинацией ограниченного числа универсальных ракетных блоков в рамках одной системы, использующей один и тот же ТК. Таким образом, в рамках одной системы создаются PH легкого, среднего и тяжелого класса. В основу семейства положен универсальный ракетный модуль (УРМ), комбинации которого формируют нижние ступени PH. Верхние ступени PH также унифицируются для применения на других PH. Прорабатывается проект замены УРМ на беспилотную возвращаемую ступень многоразового применения «Байкал» (рис. 1.20), что должно существенно повысить экономичность всего комплекса. Однако нужно заметить, что исходя из возможностей компоновки семейство PH «Ангара» не способно обеспечить запуск КА в диапазоне масс 4... 12 т, поэтому применяться она должна в сочетании с другим РКК среднего класса (например, с 14А14 «Союз 2»).
... создание РКК «Ангара» первоначально порождает проблему коммерческой рентабельности отечественной системы средств выведения. Создаваемые PH семейства «Ангара» в ближайшей перспективе будут конкурировать с PH «Рокот» и «Стрела» в легком классе и с PH «Протон» — в тяжелом классе, то есть появление «Ангары» не облегчит, а на первоначальном этапе усугубит экономическое положение государства. Но и отказаться от этого проекта нельзя, так как в более отдаленной перспективе страна может оказаться вообще ни с чем. Отсутствие возможности что-нибудь построить существенно раскрепощает способности это «что-нибудь» придумать. Поэтому в настоящее время нет недостатка в различных проектах в области ракетно-космической техники. Проведение научно-исследовательских и опытноконструкторских работ (НИОКР) для значительной части отечественных конструкторских бюро и предприятий стало спасательным кругом, не позволившим их утопить в волне реформ сразу. Поскольку долго даже на спасательном круге плавать нельзя, если берега все равно не видно, количество проектов вместе с их создателями к настоящему времени поубавилось и можно кратко отметить лишь ряд из них, которые стоит отнести к перспективным при условии изменения экономического уклада страны:
а) разработка РКК с одноразовыми PH из стандартных ракетных блоков на дешевых экологически чистых компонентах топлива «кислород-сжиженный природный газ (метан)» (проект «Рикша» КБ им. В.П. Макеева). В этом проекте представляется неочевидной экономическая выгода применения дешевого, но все же криогенного компонента, весьма дорогого в эксплуатации;
б) разработка трехкомпонентного ЖРД (РД-701, РД-704, НПО «Энергомаш» им. В.П. Глушко). Двигатель обеспечивает последовательную работу с большой тягой сначала на трех компонентах (кислород-керосин-водород), затем с малой тягой на двух компонентах (кислород-водород). Проект представляет собой дорогое, но весьма перспективное средство повышения эффективности многоразовых средств выведения за счет снижения массы водородных баков и уменьшения числа ступеней средства выведения;
в) создание гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД, Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова), который является «ключом» к разработке одноступенчатых воздушно-космических самолетов. Опытные экземпляры такого двигателя были испытаны в 1991—1998 г. в рамках программы «Холод» — пять пусков; в трех получено горение в сверхзвуковом потоке. Как только в ходе испытаний было достигнуто устойчивое сверхзвуковое горение на скоростях М = 6,41, работы были свернуты. В настоящее время подобный двигатель испытывают американцы в рамках программы «Hyper X», и они наверняка смогут повторить и превзойти наши успехи десятилетней давности.
г) разработка многоразовой авиационно-космической системы МАКС (НПО «Молния»). Система представляет собой «мини-Буран», запускаемый вместе с внешним топливным баком с дозвукового самолета-разгонщика — тяжелого транспортного самолета Ан-225 «Мрия» (рис. 1.21). МАКС имеет все преимущества мобильного средства выведения: отсутствие потребности в полях падения, оперативность запуска, энергетическая эффективность как за счет выбора наивыгоднейшей широты пуска, так и за счет большой высоты начала полета ракетной ступени.
В качестве главного достоинства выдвигается экономичность системы, достигаемая за счет многоразовости. Но именно в данном вопросе МАКС уязвим более всего: достаточно представить один из немногих обычных аэродромов с длиной взлетно-посадочной полосы более 3000 м (строить и эксплуатировать такой аэродром только для МАКСа — непозволительная роскошь), на котором к обычным аэродромным сооружениям необходимо добавить комплекс хранения и заправки кислорода и водорода (маленький такой заводик криогенных компонентов), специфические системы перегрузки, проверки и обслуживания орбитальной ступени (проще говоря — МИК) и вообразить типичный случай, когда на полосу такого аэродрома, обычно заполненного десятками обычных самолетов, пытается сесть самолет, который перед этим с 250 тоннами взрывоопасного, легкоиспаряющегося топлива и боевым расчетом пуска на борту несколько часов находился в воздухе, а теперь в изменившихся метеоусловиях возвращается с внешним грузом после отмены пуска. Это — не только кошмар для любого летчика, это еще и большая стоимость эксплуатации и обеспечения безопасности. Поэтому коммерческая привлекательность подобного проекта весьма сомнительна и МАКС может оказаться полезным лишь тем, кто готов пожертвовать стоимостью и безопасностью во имя великой цели — например, защиты Родины. Но именно у таких людей, военных, в настоящее время на это нет денег;
д) разработка авиационно-ракетного комплекса космического назначения «Воздушный старт» (аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт»). Система представляет собой PH, запускаемую из грузового отсека дозвукового самолета Ан-124-100 «Руслан», или PH, сбрасываемую в транспортно-пусковом контейнере и запускаемую из него. В качестве PH предлагается как ракета «Полет» собственной разработки с компонентами топлива «кислород-керосин», так и один из вариантов PH «Штиль». Данному проекту присущи все те же недостатки, что и МАКСу. Достоинством является то, что это не просто умозрительный проект, а реально действующее акционерное общество, которому на благородную цель обеспечения технологического прорыва в космической индустрии постановлением Правительства РФ в декабре 1998 г. были «выделены для продажи» четыре «снимаемых с вооружения» Ан-124 из состава военно-транспортной авиации ВВС. Правда, ракет с тех пор не появилось, заодно и самолеты обратно в ВВС не вернулись.
Хотя чисто технически проект несомненно вполне реализуем, несмотря на крайне рискованную схему сброса PH с самолета-носителя, система выйдет на рынок пусковых услуг PH легкого класса, где и так достаточно дешевых одноразовых ракет. Утверждение, что она может оказаться экономически состоятельной для решения задач оперативного вывода на геостационарную орбиту, недостаточно обоснованно, поскольку для этой орбиты создаются КА существенно большей массы. Испытания в 2006 г. США аналогичной по схеме запуска системы «QuickReach» подтверждают, что нужна она в первую очередь для оперативного запуска малогабаритных КА военного назначения, а значит, такая система будет создаваться лишь в том государстве, которому нужна оборона;
е) разработка авиационно-космической системы «Бурлак» (машиностроительное КБ «Радуга»). Система представляет собой PH оригинальной разработки на долгохранимых высококипящих компонентах, запускаемую со сверхзвукового самолета-разгонщика — бомбардировщика Ту-160СК. PH достаточно компактна, для того чтобы использовать для её хранения и перегрузки штатные аэродромные средства или их модификации. Проект в наибольшей степени напоминает реализованную в США авиационно-космическую систему «Пегас» («Pegasus»), однако за счет своей энергетической эффективности способен обеспечить выведение на низкую орбиту почти втрое больше тяжелого груза (до 1000 кг против 350 кг у «Пегаса»).
Кроме того, после закрытия программы «Энергия-Буран» долгое время считался легко реализуемым проект создания РКК «Энергия М» грузоподъемностью 34 т на низкие орбиты и до семи тонн на геостационарную орбиту. Предполагалось вместо четырех боковых ракетных блоков у «Энергии» в новой PH использовать только два, а центральный ракетный блок существенно уменьшить в размерности и использовать на нем один кислородо-водородный ЖРД РД-0120 вместо четырех. Использование тех же ТК и СК сулило минимизацию расходов и времени на разработку РКК тяжелого класса, существенно превосходящего по своим характеристикам «Протон». Но он оказался не нужен из-за отсутствия не только в нашей стране, но и в мире соответствующих полезных нагрузок. Программа законсервирована и к настоящему времени — законсервирована непоправимо.
Тем не менее именно производство НИОКР, даже не завершающееся созданием реальных образцов, оставляет за нашей страной независимость технологического развития, без которой невозможна независимость экономическая, а значит — и политическая, которая обязательно нашей стране понадобится. Можно утверждать, что в области ракетно-космической техники на практике реализуется один из лозунгов, ради которых уничтожали СССР: «Наша обновленная страна станет экспортером высоких технологий». Но исторически подобная деятельность началась ещё в конце 1950-х годов с поставок ракет и ракетных технологий в Китайскую Народную Республику, что очень помогло китайцам уже в середине 1960-х противостоять «советскому гегемонизму». Главными же современными достижениями в данной области являются:
а) поставка с 1996 г. в Индию кислородо-водородного РБ 12КРБ (500 млн рупий за семь ступеней) и технологии производства криогенных ЖРД, с помощью которых индийцы разработали и испытывают собственный ЖРД на компонентах 02/Н2;
б) поставка с 1998 г. в США ЖРД РД-180 для снаряжения первых ступеней PH «Atlas V». Первый полет этот ЖРД совершил в составе PH «Atlas III» в 2000 г. Кроме собственно двигателей в США был поставлен комплект конструкторской документации на эти ЖРД (предполагалось наладить в США их выпуск по лицензии), качество и полнота которой вызвали искренний восторг у американских специалистов. После этого американцами было принято решение лицензионное производство не налаживать из-за дороговизны, а сосредоточиться на ещё более дорогостоящем совершенствовании собственных технологий производства кислородо-керосиновых ЖРД;
в) подписание в ноябре 2003 г. долговременного российско-французского соглашения о пусках PH «Союз» с космодрома Куру во Французской Гвиане, благодаря чему представитель заслуженного семейства королевских «семерок» (PH на базе Р-7) получит возможность выводить полезные нагрузки на геостационарную орбиту. Утверждается, что данный РКК не будет коммерческим конкурентом нашим же российским РКК в Плесецке и на Байконуре. Аналогичные контракты о строительстве наших РКК в Австралии (на мысе Йорк или о. Рождества) заканчивались ничем;
г) создание в 1999 г. уникального РКК морского базирования Sea Launch («Морской старт»). «Морской старт» является первым чисто коммерческим международным проектом создания и эксплуатации ракетно-космического комплекса морского базирования (РКК МБ). Создать нечто подобное ранее удавалось лишь для PH легкого класса стартовой массой до 40 т, а стартовая масса PH 11К77 «Зенит 3SL» — 470 т. Основой СК послужила самоходная нефтяная платформа «Одиссей» (Odyssey) (рис. 1.22). Подготовка PH и КА производится на борту специализированного судна «Си Лонч Коммандер» («Sea Launch Commander»), который также играет роль командного пункта во время подготовки к пуску и пуска. В силу своей мобильности РКК способен производить запуск КА с наивыгоднейшей широты. Например, запуск на геостационарную орбиту производится с экватора и в данном случае «Зенит 3SL» по грузоподъемности превосходит PH «Протон-К», пуски которой производятся с Байконура (47° с. ш.).
Замечательным в этом комплексе является не только его техническая реализация, но и сроки создания. Меморандум о договоренности создания совместного предприятия «Морской старт» был подписан в мае 1994 г., а первый пуск состоялся в марте 1999 г. — сроки, достойные времен ракетной гонки 1950-х годов! А заодно — пример возможностей нашей промышленности при её нормальном финансовом обеспечении. Кроме того, «Морской старт» является классическим примером современного международного сотрудничества в области высоких технологий. РКК «Энергия» (Россия, 25% уставного капитала совместного предприятия) отвечает за изготовление и подготовку к пуску разгонного блока ДМ-SL, а также управление полетом блока из Центра управления полетами в г. Королеве Московской области; их подрядчиком выступило КБТМ, создавшее уникальные СК на нефтяной платформе и ТК на борту судна, а также обеспечивающее их функционирование, подготовку и пуск PH. ГКБ “Южное”, ПО “Южмаш” (Украина, 15% уставного капитала) отвечают за поставку и подготовку на сборочно-командном судне PH 11К77 «Зенит 3SL». Фирма «Kvaerner Maritime» (Норвегия, 20% уставного капитала) отвечает за эксплуатацию самоходной платформы «Odyssey». Оставшиеся 40% уставного капитала (и около половины всей прибыли) принадлежат американской фирме «Boeing Commercial Space», которая за такие деньги взвалила на себя непосильный груз осуществления маркетинга и интеграции проекта, поставку обтекателя и адаптера полезного груза, организацию и строительство берегового комплекса базирования (а точнее — аренду причала) в порту Лонг-Бич близ Лос-Анджелеса (США, штат Калифорния). Но следует признать, что без благосклонности американцев этот проект вообще не состоялся бы. По этой же причине справедливо малоприятное в своей парадоксальности утверждение, что созданный нами комплекс нашим не является и ни организационно, ни функционально не может быть и не будет частью отечественной системы средств выведения.
Из этого можно сделать вывод: на международный рынок нас допустят при наличии у нас технологий, наголову превосходящих мировой уровень, и при условии уплаты до половины прибыли фирмам тех государств, которые этот рынок контролируют. Схема, удивительно напоминающая принципы существования типичного вещевого рынка в типичном российском городе! Таким образом, отечественная система средств выведения продолжает развиваться. Значительная часть совершаемых преобразований носит вынужденный характер, иногда в ущерб долговременной перспективе из-за необходимости не погибнуть уже сегодня. Но понесенные потери не уничтожили главного: способности отечественной системы средств выведения обеспечивать гарантированный доступ в космическое пространство не только сегодня, но и на ближайшие десятилетия, создавая таким образом возможности не только сохранения, но и преобразования нашей страны.
Если наши PH и ЖРД до сих пор служат образцами для подражания, следует признать, что в области производства КА наша страна находится в положении отстающего ещё со времен СССР. Отчасти виной тому были отличные характеристики отечественной системы средств выведения, способной запускать что угодно почти в любом количестве. Поэтому насущную необходимость улучшать производственную базу разработки КА можно было почти безболезненно игнорировать вовсе не в силу лени, а исходя из огромных трудностей, которые испытывала страна в области повышения общей культуры производства. В силу этого отечественные КА, создаваемые по схеме с герметичным контейнером, уже в середине 1970-х годов стали проигрывать по надежности и длительности функционирования зарубежным КА, выполненным по схеме с силовой рамой и приборами, способными работать в вакууме. Аналогично удручающим выглядело отставание в области создания специальной аппаратуры КА, особенно оптико-электронной и радиоэлектронной. В СССР пытались исправить положение путем копирования нелегально добытых зарубежных технологий, но после развала СССР этот способ совершенствования стал политически и экономически неприемлемым.
Открывшиеся безбрежные возможности цивилизованного приобщения к высоким технологиям, как внезапно оказалось, потребовали столь же безбрежного вложения финансовых средств, поэтому самые совершенные отечественные КА в настоящее время представляют собой советский модуль служебных систем в сочетании с модулем спецаппаратуры зарубежного производства, поставляемого в нашу страну с соблюдением всех мер по предотвращению утечек секретов его производства.
В целом, с точки зрения производства КА, отечественные КСР характеризуются:
наличием отечественных технологий производства всех видов аппаратуры наблюдения и КА любого назначения. Например, только в нашей стране исторически удалось наладить производство КА с бортовыми ядерными энергетическими установками большой мощности;
относительно низким сроком активного существования КА — от нескольких месяцев до года, тогда как зарубежные КА — 10... 15 лет;
малым сроком автономного функционирования КА, что требует высокой интенсивности работы НКУ;
относительно большими массами и размерами КА.
в) Все отечественные КА обладают низким уровнем живучести из-за отсутствия на борту бортового комплекса защиты (БКЗ). В этом они ничуть не уступают всем зарубежным КА, за исключением американских, на ряде которых в последние годы были установлены довольно эффективные средства снижения заметности в радио-, инфракрасном и видимом диапазоне электромагнитных волн. Наличие ДУ на борту у ряда наших КА разведки потенциально позволяет совершать маневры уклонения от нападения, но реализация подобной возможности на практике представляется маловероятной, так как наши средства НАКУ значительные промежутки времени орбитального полета свои низкоорбитальные КА не контролируют, а автономных средств обнаружения факта нападения на борту этих КА нет.
Штатными на борту отечественных КА являются:
средства предотвращения перехвата управления КА; средства защиты оптических датчиков от лазерного облучения;
автономные средства аварийной ликвидации информации для предотвращения её попадания в руки противника;
автономные устройства регистрации нетипичных ускорений,
предотвращающих захват КА транспортными средствами противника или несанкционированную стыковку с ним;
автономные устройства сигнализации об уровне радиационного фона на борту (предотвращающие скрытность поражения пучковым оружием);
автономные устройства сигнализации о срабатывании системы аварийной ликвидации информации, что предотвращает скрытность разрушения КА оружием кинетического действия.
Основной проблемой КСР фоторазведки была и остается низкая оперативность доставки информации. Определенное решение было достигнуто созданием многокапсульных КА «Дон» (рис. 2.5) (восемь спускаемых капсул, масса семь тонн, выводился на орбиту PH 11А511У «Союз У», первый пуск в 1989 г.) и «Енисей» (22 спускаемые капсулы, масса 12,5 т, выводился на орбиту PH 11К77 «Зенит», первый пуск в 1994 г.). Кроме оперативности, благодаря панорамным оптическим системам эти КА выгодно отличались большой обзорностью. В силу экономических причин (не хочется думать, что политических) производство данных КА было прекращено и в настоящее время единственным образцом КА фоторазведки стал «Кобальт М» (две спускаемые капсулы и спускаемый аппарат, масса около семи тонн, выводится на орбиту PH серии «Союз», первый пуск в 2004 г.), представляющий собой развитие базовой конструкции КА серии «Янтарь» (рис. 2.6), первый из которых был запущен в 1975 г.
В новых экономических условиях преимуществом этого КА оказалась сравнительная дешевизна и простота топографической привязки получаемых снимков. Запуски «Кобальтов» производятся с космодрома Плесецк на орбиты наклонением 62,8°...67,2°, высотой около 170 км х 370 км, продолжительностью до 120 суток. КА имеет возможность совершать «нырки» над целью для повышения качества снимков и в ходе полета активно удерживает свой аргумент перигея над требуемой широтой. «Янтари»-фоторазведчики никогда не работали в орбитальной системе, однако в 1980-х годах число их запусков достигало 10 в год, что позволяло почти постоянно иметь один КА данного типа на орбите. Нет сомнений в том, что дальнейшее улучшение качества оптико-электронной аппаратуры наблюдения завершится прекращением эксплуатации КА фоторазведки, которые в настоящее время всё еще использует только Россия и Китай.
Орбитальное построение «активных» УСов синхронизировалось с орбитальной системой «пассивных» УС-П, и для нашей космонавтики система МКРЦ представляла собой, пожалуй, самую сложную в баллистическом отношении структуру. Важность данной системы оценили американцы: противоспутниковая ракета-перехватчик самолетного базирования ASAT в первую очередь создавалась как раз для «обслуживания» МКРЦ. Правда, миллиарды долларов, выделенных на её разработку, оказались потраченными впустую дважды.
Сначала в 1987 г. в СССР были запущены и успешно испытаны два КА с новыми термоэмиссионными ЯЭУ «Топаз» электрической мощностью пять киловатт, что позволило поднять рабочую высоту орбиты и сделало УСы практически недосягаемыми. Это поставило США перед необходимостью разрабатывать совершенно новую систему перехвата.
Второй раз полная бесполезность системы ASAT была продемонстрирована в 1988 г., когда оказалось, что главным оружием против МКРЦ является стремление тогдашнего политического руководства СССР дружить со всеми и беречь природу,
КС комплексной разведки оперативно-тактического назначения. Нужно заметить, что все перечисленные КСР создавались под требования пользователя стратегического уровня и добываемая ими информация поступала либо в Генеральный штаб (через разведывательные органы), либо в Главные штабы вида войск (например, Главный штаб ВМФ). Но в современных условиях локализации военных конфликтов появилась настоятельная необходимость в обеспечении оперативно-тактических звеньев войскового управления разведывательной информацией, которая может быть получена только с помощью КА (например, о расположении баз террористов на территории сопредельного государства, с которым мы поддерживаем настолько добрососедские отношения, что не можем применить свою авиацию для разведки этих баз).
Для решения задач такого ранга НПО «Машиностроение» разрабатывает малый космический аппарат (МКА) «Кондор» массой до 800 кг, концепция которого предполагает использование унифицированных космических платформ для создания семейства современных малогабаритных КА различного назначения. На базе одного и того же комплекта служебных систем разрабатываются три типа КА с различной аппаратурой наблюдения: оптико-электронной, радиотехнической и радиолокационной.
На КА в вариантах РЛР и РТР (рис. 2.15) вместо тяжелой активной фазированной антенной решетки (АФАР) применена развертываемая параболическая антенна диаметром шесть метров. Многофункциональный радиолокатор с длиной волны зондирующего сигнала 9.6 см обеспечит съемку местности с высоким разрешением (1...3 м в детальном, 5...20 м в обзорном режиме) в пределах двух полос захвата шириной по 500 км слева и справа от трассы полета. Параболическая антенна позволяет динамично перенацеливать радиолокатор (или аппаратуру РТР) на районы съемки справа или слева от трассы полета в диапазоне углов визирования 20°...55° (аналогичное решение реализовано только на американском военном КА _______). Бортовой радиолокатор малого КА способен обеспечивать проведение стереоскопических и интерферометрических съемок для построения цифровых моделей рельефа местности.
Комплект ОЭР на КА (рис. 2.16) будет использовать поворотный телескоп и, по-видимому, аппаратуру гиперспектральной съемки, при которой каждому пикселу монохромного «черно-белого» изображения соответствует кластер данных об отображении данного пиксела в сотне спектральных диапазонов, что многократно повышает информативность снимка. При наличии соответствующей системы автоматической обработки данных и формирования полетных заданий система «Кондор» способна превратиться в элемент оперативного разведывательно-ударного комплекса. Для запуска малых КА планируется использовать PH легкого класса 14А036 «Стрела» с космодрома Свободный, что позволит создать отечественную систему оптической разведки на солнечно-синхронных орбитах.
Для нашей страны с её географической протяженностью, бедностью инфраструктуры и сложным рельефом КСС являются не только неотъемлемым, но и незаменимым компонентом единой системы связи. Этим объяснялось в СССР разнообразие КСС, которым в мире могут похвалиться только США. До сих пор в нашей стране существуют КСС военного назначения трех основных типов (по характеру используемых орбит):
КСС на высокоэллиптических орбитах (КА «Молния 1», «Молния 3»);
КСС на геостационарной орбите (КА «Грань», «Глобус 1»), в том числе КС ретрансляции данных (КА «Гейзер»);
КСС на низких околоземных орбитах (КА «Стрела 3»).
В нашей стране разработчиком всех перечисленных систем является НПО прикладной механики (НПО ПМ) им. М.Ф. Решетнева (г. Железногорск, Красноярский край). В НПО ПМ придерживаются традиционной для советской космической промышленности концепции использования для различных комплектов специальной аппаратуры ограниченного числа базовых конструкций (платформ), которые в НПО ПМ были названы «космические аппараты унифицированного ряда» (КАУР). Для решения задач связи используются КАУР 1...4. КС связи на высокоэллиптических орбитах. В настоящее время на ВЭО эксплуатируются две отечественные КС связи: на базе КА «Молния 1Т» и на базе КА «Молния 3» (рис. 2.25). Обе в штатном составе состоят из восьми КА (по восемь плоскостей, по одному КА в каждой плоскости; г = 62,8°, 650 км X 40 ООО км, период обращения — половина звездных суток; взаимное положение КА в плоскостях обеспечивает прохождение всех КА по одной и той же трассе).
Различия систем «Молния 1Т» и «Молния 3» состоят в их функциональном предназначении, которое вызвало различие в орбитальном построении. Система «Молния 1Т» предназначена для обеспечения засекреченной непрерывной круглосуточной телефонной и телеграфной связи, передачи данных в интересах ГШ ВС, Главного штаба РВСН, включая обмен информацией в позиционных районах мобильных ракетных комплексов; передачи приказов боевого управления и сбора донесений с ПУ боевых ракетных комплексов, а также организации каналов правительственной связи. Поэтому орбитальное построение этой системы сконфигурировано таким образом, чтобы одна из двух вершин суточной трассы располагалась над Центральной Сибирью, при этом из любой точки нашей страны обеспечивается видимость не менее двух КА одновременно.
Система «Молния 3» предназначена для обеспечения связи в стратегическом и оперативно-тактическом звеньях управления ВС РФ, а также организации каналов правительственной и межправительственной связи. Кроме того, КА обеспечивают канал непосредственного телевещания системы «Орбита». С учетом специфики второй задачи орбитальное построение этой системы сконфигурировано таким образом, чтобы одна из двух вершин суточной трассы располагалась над Западной Европой, а другая — над Тихим океаном, что позволяет одновременно находиться в зоне радиовидимости КА как пунктам связи в нашей стране, так и пунктам связи в зарубежных государствах северного полушария. Системы имеют исключительное значение для обеспечения связи в нашей северной стране, так как использование ВЭО обеспечивает «Молниям» возможность обслуживать полярный район, недоступный для КА связи на ГСО. Кроме того, использование ВЭО позволило в нашей стране создать систему непрерывной региональной связи без применения PH тяжелого класса, без которых с отечественных космодромов выход на ГСО невозможен. Правда, с точки зрения управления и организации связи подобная система имеет ряд органических недостатков:
необходимо компенсировать допплеровский эффект, возникающий из-за постоянного изменения дальности радиосвязи;
необходимо использовать поворотные остронаправленные антенны, снабженные аппаратурой слежения за КА.
Однако главным недостатком всех «Молний» является недопустимо низкое по современным меркам число транспондеров на борту — по три, а также низкий срок активного функционирования — до одного года (хоть и перекрываемый в ходе реальной эксплуатации, но все равно несопоставимый с 12— 15 годами эксплуатации зарубежных КА связи). Данные недостатки предполагается исправить в КА следующего поколения — «Меридиан»
КА на геостационарной орбите неподвижен относительно поверхности Земли, что существенно упрощает конструкцию наземной аппаратуры связи, так как нет необходимости в наведении в режиме слежения и учета эффекта Допплера. Единственным недостатком такого размещения КА является большая удаленность от поверхности Земли, что в свою очередь влечет за собой повышенные требования к энергетике средства выведения и к мощности наземной аппаратуры. Привлекательность ГСО вызвала необходимость установления «государственных границ» на орбите в виде 3°-зон (в перспективе — 1,5°-зон), выход за пределы которой требует выключения бортовой аппаратуры связи, даже если она ещё работоспособна. Это требование породило специфику устройства КА связи на ГСО, связанную с наличием на борту двигательной установки (чаще всего на базе электрореактивных двигателей), способной очень точно корректировать положение КА по долготе (из-за неточного соблюдения формы орбиты и суточного периода обращения КА то «обгоняет» вращающуюся Землю, то «отстает», дрейфуя по долготе).
Кроме того, желательно иметь на борту аналогичную ДУ, выполняющую коррекции положения по широте (из-за неточного соблюдения наклонения г = 0° КА описывает относительно Земли трассу в виде восьмерки с центром в точке стояния и с высотой, равной величине наклонения, существенное увеличение которого может привести к невозможности организации связи через КА с помощью нацеленной в точку стояния неподвижной антенны).
На ГСО эксплуатируются две КСС военного назначения:
КСС на базе КА «Глобус 1» («Грань»), предназначенная для обеспечения круглосуточной засекреченной телеграфно-телефонной связи в интересах высших звеньев управления ВС РФ, передачи сигналов боевого управления, обеспечения правительственной и представительской связи;
КСС на базе КА «Гейзер», предназначенная для: ретрансляции специальной информации от КА разведки на наземные пункты приема специнформации; ретрансляции командно-программной и телеметрической информации между КА и центром ретрансляции; ретрансляции документальных данных и двухсторонней ретрансляции между пунктами приема специнформации.
КА «Глобус 1» («Грань») также носят наименование «Радуга 1» («Радуга»). В разное время они использовали и используют точки стояния 170° и 25° з. д., 12°, 35°, 45°, 49°, 70°, 85° и 128° в. д. В пике развертывания системы
В 1980-х годах на орбите одновременно работало восемь КА этой системы. КА «Грань» (рис. 2.27) представляет собой более ранний вариант платформы КАУР-3 массой 2300 кг, имеющий шесть транспондеров диапазона С (6/ 4 ГГц) и гарантийный срок функционирования три года. К настоящему времени этот КА устарел и морально и физически. КА «Глобус 1» (рис. 2.28) отличается от «Грани» способностью работать не только со стационарными, но и с мобильными пунктами связи за счет применения расширенного частотного диапазона (диапазонов С, X и L), что позволяет использовать эту КСС в интересах оперативно-тактического звена управления. Соответственно, эти устаревшие КА предполагается заменить КА на новой орбитальной платформе «Глобус»
Важно учитывать, что современные «гражданские» КСС представляют собой как бы второй эшелон военных систем связи. Ведь в сети органов военного управления циркулирует немалый объем информации, которая не нуждается в уровне помехозащищенности, необходимом для чисто военных каналов связи. Поэтому необходимо иметь в виду, что на ГСО также используется система отечественных КА «Горизонт» (шесть — восемь КА платформы КАУР-3 в точках стояния 14° и 11° з. д., 40°, 53°, 80°, 96,5°, 99°, 103°, 140° и 145° в. д.), обеспечивающая гражданских (в том числе подвижных) пользователей.
Необходимо отметить, что во времена самостоятельной советской пилотируемой программы на базе КАУР-4 были также созданы КА «Альтаир», обеспечивающие двустороннюю связь и передачу данных для подвижного космического объекта — орбитальной станции «Мир».
Бортовой ретранслятор (БР) КА “Горизонт” (рис. 2.32) включает в себя восемь стволов (транспондеров). Для большей их части (шести стволов) рабочим является диапазон 6/4 ГГц (С-диапазон); по одному стволу работают в диапазонах 14/11 ГГц (Кu-диапазон, распределительное телевещание по сети «Москва») и 1,5/1,6 ГГц (L-диапазон, система связи с подвижными пользователями — судами морского торгового флота и правительственными делегациями — «Океан»). Если предположить, что отечественный торговый флот вымрет окончательно ещё в мирное время, возможность связаться с подвижным пользователем на «Горизонтах» приобретет сугубо военный характер.
«Горизонты» в последнее время заменяются на КА серии «Экспресс» (рис. 2.33) различных модификаций («Экспресс А», «Экспресс АМ»), которые представляют собой комбинацию модуля 767М (глубоко модифицированной платформы КАУР-4, получившей способность корректировать положение КА не только по долготе, но и по широте) и конструктивно обособленного модуля специальной связной аппаратуры иностранного производства (рис. 2.34). Эти КА уже соответствуют современному уровню по сроку активного функционирования (до 12 лет), точности удержания положения в рабочей точке (0,05°) и количеству транспондеров (для КА «Экспресс AM» — 24 С-диапазона и четыре Кu-диапазона, при массе КА 2543 кг).
Кроме этих КА ФГУП «Космическая связь» эксплуатирует сеть непосредственного телевещания «Экран» с помощью КА «Экран M» (99° в. д.) и сети «Москва» и «Орбита» через каналы КА «Горизонт». Услуги связи и непосредственного телевещания иностранным потребителям предоставляются международной организацией космической связи (MOKC) «Интерспутник», использующей вместе с КА «Горизонт»
Система «Стрела 3» предназначена для обеспечения связи методом переноса информации и прямой ретрансляции сигналов в общей зоне радиовидимости. Система состоит из 12—18 КА «Стрела 3» (рис. 2.35; созданы на базе платформы КАУР-1), выводимых на орбиту ї = 82,6°, 1500 км X 1500 км, в одну плоскость группами (по шесть КА PH 11К68 «Циклон 3»). Спутники поочередно отделяются от последней ступени носителя ещё до полной отсечки тяги ДУ, оказываясь благодаря этому на несколько различающихся орбитах. КА не имеют на борту ДУ, поэтому свое взаимное положение не корректируют (так называемый стохастический способ формирования орбитальной группировки). Уже два таких запуска обеспечивают довольно густое и случайное распределение ретрансляторов по орбите, так что в пределах ограниченного района возможно поддержание прямой связи. Сравнительно низкая орбита предоставляет возможность пользоваться маломощными передатчиками, что позволяет использовать такую систему связи в тактическом звене управления.
Недостатком данной КСС является случайный характер появления спутника в зоне радиовидимости пользователя, что требует либо перехода к детерминированному способу создания орбитальной группировки, при котором КА будут строго поддерживать положение один относительно другого, либо использовать в качестве основного вида связи «электронную почту»; кроме того, из-за быстрого перемещения КА относительно пользователя существенные помехи создает эффект допплеровского смещения частоты. Все эти трудности на современном уровне развития технологий довольно просто преодолеваются и развертыванию низкоорбитальной группировки непрерывной глобальной тактической связи препятствуют только финансовые ограничения.
В начале 1970-х годов по аналогии с американской системой «Транзит» в СССР была развернута система навигационного обеспечения и связи на базе КА «Циклон», созданного на платформе КАУР-1 в НПО ПМ. Вариант этого КА — «Циклон Б Парус» (рис. 2.36) — используется до сих пор. В полном составе группировка представляет собой шесть КА в шести плоскостях, отстоящих друг от друга на 30° (ї=82,6°, 1000 км X 1000 км), что позволяет обеспечивать точность местоопределения 100—300 м в КА «Циклон Б Парус» (КАУР-1) ходе 5-15 минутного сеанса наблюдения КА. Перерывы между возможными наблюдениями КА в такой системе достигали от 30 мин до 1,5 часов. Кроме того, была развернута аналогичная дополнительная орбитальная система из четырёх навигационно-связных КА «Цикада», рассчитанная на удовлетворение потребностей советского морского флота.
Обе системы существовали не независимо: восходящие узлы орбит КА «Цикада» поддерживались в противоположном полушарии по отношению к восходящим узлам КА «Парус». В свою очередь в систему КА «Цикада» с 1982 г. включаются КА, дополнительно оборудованные ретрансляторами для приема сигналов аварийных радиобуев международной системы поиска аварийных судов и самолетов КОСПАС-САРСАТ.
Навигационная спутниковая система первого поколения продолжает использоваться в нашей стране из-за стремления задействовать оставшийся с советских времен запас этих КА и из-за неспособности нашего государства в настоящее время обеспечить эксплуатацию навигационной системы ГЛОНАСС (ГЛОбальная НАвигационная Спутниковая Система) в полном объеме. После развертывания ГЛОНАССа эти системы закономерно уйдут в прошлое. Опасность заключается в том, что в прошлое они уйдут и без развертывания ГЛОНАССа.
Система ГЛОНАСС должна представлять собой группировку из 18 КА (в полном составе — 24) «Ураган» (рис. 2.37). Орбитальное построение состоит из трёх плоскостей по шесть (восемь) КА на орбитах ї = 64,9°, 19 100 кмх19 100 км (почти полусуточная орбита, повторение каждым КА трассы полета через восемь суток, после 17 витков), что для каждого пользователя на Земле и в ближнем космическом пространстве должно обеспечивать в любой момент времени нахождение в поле зрения не менее четырёх КА. Это позволяет глобально, круглосуточно и в реальном масштабе времени не только получать координаты места с точностью свыше 10 м, но и определять величину вектора скорости с погрешностью ± 0,05 м/с. В системе был предусмотрен режим искусственного ухудшения качества сигнала для гражданских пользователей. По аналогии с американской системой GPS (Global Positioning System/Навстар) за ГЛОНАССом могла быть закреплена функция засечки и навигационной привязки ядерных взрывов для контроля проведения испытаний ядерного оружия.
Впервые система ГЛОНАСС в полном составе была развернута в 1995 году. Тогда же обнаружилась нерациональность принятой схемы восполнения орбитальной группировки. Запуски КА «Ураган» производятся PH 8К82К «Протон-К» группой по три КА, которые выводятся в одну плоскость (из-за этой особенности число плоскостей в советской системе было снижено до трех по сравнению с шестью у аналогичной американской GPS). Изначально предполагалось осуществлять плановую замену в плоскости сразу трех КА, выработавших свой ресурс. Но реалии российской действительности потребовали максимально использовать ресурс каждого КА и заменять его лишь после полного выхода его из строя. В этой ситуации принятая схема восполнения группировки с помощью группового запуска сразу трёх КА оказалась крайне затратной.
Выходом из положения может быть увеличение запаса характеристической скорости РБ для осуществления маневра поворота плоскости орбиты, обеспечивающего вывод каждого КА в свою плоскость. Остроту ситуации призвана также сгладить проведенная модернизация КА («Ураган М»), повышающая срок активного существования до семи лет, что объективно снижает потребность в запусках. В дальнейшем НПО ПМ предполагает создать на базе новой платформы КА «Ураган К», полностью соответствующий по сроку активного существования мировому уровню — 12—15 лет. Кроме того, предполагается существенно улучшить качество предоставляемой навигационной информации прежде всего за счет улучшения характеристик генераторов стандарта частоты. Уже в настоящее время предпринимаются шаги по обеспечению совместимости с системой GPS, что представляется взаимовыгодным прежде всего гражданским пользователям навигационной информации. С военной точки зрения эти шаги нельзя назвать бесполезными, хотя выгоду от этого в первую очередь получит тот, у кого больше систем вооружения, нуждающихся в услугах навигационной системы.
Система управления КА состоит из двух связанных радиолиниями подсистем: наземного и бортового комплексов управления. При этом наземный комплекс управления представляет собой географически распределенную структуру отдельных командно-измерительных пунктов (КИП), связанных с помощью системы передачи данных линиями передачи данных и команд с центром управления полетами (ЦУП), центром системы информационно-телеметрического обеспечения (ИТО) и центром системы навигационно-баллистического обеспечения (НБО).
Размещение и число контрольно-измерительных пунктов влияют на продолжительность интервалов времени, в течение которых прямая связь КА с наземным комплексом управления невозможна. Это соответствует случаям, когда трасса КА не пересекает зоны радиовидимости с контрольно-измерительных пунктов. Поэтому требования к НАКУ обеспечиваются как заблаговременным размещением контрольно-измерительных пунктов и их оснащением, так и выбором и реализацией соответствующих технологических циклов управления при выполнении программ полета КА.
Для управления КА различного назначения в Российской Федерации в основном используется НАКУ Министерства обороны. Кроме того, для управления некоторыми КА научного и социально-экономического назначения, обеспечения полетов КА по пилотируемым программам и управления коммерческими КА используются комплексы и средства Роскосмоса, а также комплексы и средства ряда других государственных ведомств и коммерческих организаций (рис. 3.2). НАКУ МО осуществляет управление всеми КА военного, двойного назначения и большинством КА научного и социально-экономического назначения. Кроме того, технические средства НАКУ МО используются при управлении объектами пилотируемых программ и КА дальнего космоса, наземные комплексы управления которых имеют не подчиненные Министерству обороны центры управления полетом. В целом НАКУ МО обеспечивает управление 85...87% КА российской орбитальной группировки.
Среднесуточная производительность НАКУ МО на сегодняшний день составляет около 800 сеансов управления, суммарная пропускная способность до 200 одновременно находящихся на орбитах КА. При этом надежность управления, характеризуемая вероятностью выполнения сеанса управления, до 1991 г. оценивалась как 0,99, но в настоящее время несколько снизилась.
В составе НАКУ МО функционируют центры управления КА и обработки информации, расположенные в ГИЦИУ КС, на объектах «Шаболовка» и «Рокот» (г. Москва), а также 11 отдельных командно-измерительных комплексов и один измерительный пункт, размещенные вблизи городов Щелково, Красное село, Малоярославец, Улан-Удэ, Енисейск, Колпашево, Воркута, Якутск, Комсомольск-на-Амуре, Уссурийск, Елизово, Барнаул. Отметим, что места дислокации отдельных командноизмерительных комплексов были выбраны в преддверии запуска первого ИСЗ по широте и долготе таким образом, чтобы «перекрыть» как можно больше пространства, в котором намечались полеты ИСЗ, и с тех пор практически не изменились.
В 1991 г. в связи с распадом СССР из НАКУ МО были выведены отдельные командно-измерительные комплексы в г.г. Евпатория, Дунаевцы, Симферополь (Украина), несколько ранее был расформирован отдельный командно-измерительный комплекс в г. Сарты-чалы (Грузия). Временно был выведен, а затем снова введен в контур управления лазерный дальномерный центр на горе Майданак (Таджикистан).
Взамен утерянных отдельных командно-измерительных комплексов для обеспечения требуемых показателей качества функционирования НАКУ развернут комплекс в г. Малоярославец и несколько ранее из состава измерительного комплекса космодрома «Байконур» в состав НАКУ передан измерительный пункт в г. Барнаул. Наземные комплексы и средства управления КА, не входящие в структуру НАКУ МО, созданы и продолжают создаваться в рамках структур, находящихся в ведении Росавиакосмоса и других государственных и коммерческих организаций.
В настоящее время в данной группе действуют следующие объекты. ЦУП-М ЦНИИМаш (г. Королев Московской области), выполняющий функции ЦУП объектов пилотируемых программ, включая КА российского сегмента Международной космической станции, а также ЦУП автоматических КА «Океан-О» и «Метеор-ЗМ». Кроме того, ЦУП-М ЦНИИМаш обеспечивает обработку и анализ данных измерений российской сети оптико-лазерных станций слежения за космическими объектами. В НПО им. С.А. Лавочкина (г. Химки Московской области) сформирован ЦУП КА дальнего космоса и высоко-апогейных научных КА типа «Интербол» и «Спектр».
На объектах «Медвежьи озера» (Московская область) и «Калязин» (Тверская область) размещены радиотехнические комплексы, участвующие в обеспечении управления КА дальнего космоса, средневысотными и низкоорбитальными научными КА, в том числе зарубежными. В НИИТП (г. Москва) функционирует центр управления КА низкоорбитальной космической системы связи «Гонец». Рядом акционерных обществ созданы по заказам государственных или коммерческих структур малопунктные (однопунктные) НКУ КА связи и телевещания.
АО «Персей» с участием Росавиакосмоса и Минсвязи (государственное предприятие «Космическая связь») создало и эксплуатирует в течение ряда лет первую очередь НКУ КА связи и телевещания типа «Экспресс», «Галс» в составе ЦУПа и КИПа на территории НПО ПМ в г. Железногорске Красноярского края и КИПа на территории Центра космической связи в г. Гусь-Хрустальный Владимирской области.
ОАО «Газком» создало наземный комплекс управления КА связи типа «Ямал» в составе Центра управления полетом и контрольно-измерительного пункта на территории РКК «Энергия» в г. Королев Московской области.
АО «НТВ» закупило у фирмы Hughes (США) и ввело в эксплуатацию в 1998 г. КА НТВ «Бонум-1» (типа HS-376HP) и оборудование для Центра управления полетом и контрольно-измерительного пункта, размещенных в п. Сколково Московской области. Для управления КА дальнего космоса и высокоапогейными научными КА в составе наземного комплекса управления привлекается украинский Центр дальней космической связи в г. Евпатория.
Центральным банком Российской Федерации создан наземный комплекс управления КА космической системы «Банкир» в составе Центра управления полетом в г. Москве и контрольно-измерительного пункта в г. Нудоль Московской области. В последнее время при решении задач измерения текущих навигационных параметров большое внимание уделяется квантово-оптическим системам (КОС), причем помимо штатных средств НАКУ МО привлекаются средства Академии наук, например, оптический Центр в г. Змеиногорске на Алтае.
В 2003 г. в НАКУ образована единая сеть квантово-оптических систем с центром в ГИЦИУ КС МО (г. Краснознаменск).
К задачам управления КА в полёте относятся также моделирование и имитация (с помощью ЭВМ, моделей и аналогов) различных нештатных ситуаций, возникающих на борту КА в полёте, с целью принятия обоснованных решений. Эффективность управления КА в полёте зависит от распределения функций между бортовым и наземным комплексами управления (а для обитаемых КА — также и между экипажами и службами наземного обеспечения). В целом система управления конкретным типом КА состоит из двух связанных радиолиниями комплексов: наземного и бортового.
Заметим, что распределение задач между ними складывалось в то время, когда вычислительные средства, обеспечивающие обработку измерений текущих траекторных параметров и телеметрической информации, были настолько громоздки, что могли размещаться только на наземных пунктах. Нужно также отметить, что наземный комплекс управления предполагает участие в управлении КА человека. Это по-прежнему необходимо для целевого управления КА, управления в нештатных ситуациях, так как вычислительные и программные средства системы управления КА и специальной аппаратуры обладают ограниченными возможностями и не обеспечивают быстрого принятия решения в непредвиденных или недостаточно формализованных ситуациях. Кроме того, за наземным комплексом управления остается функция резервного решения тех задач, которые возложены на бортовой комплекс, но не могут выполняться вследствие неисправностей бортовой аппаратуры (БА), бортовой вычислительной сети (БВС) или ошибок в бортовом программном обеспечении. Это относится к задачам навигации, контроля функционирования и другим задачам, решаемым бортовым комплексом.
Даже если предположить создание полностью автономного КА, план проведения работ которого на весь период существования КА находится в бортовом комплексе управления, контроль и управление резервом осуществляется автоматически на борту, орбита поддерживается по результатам работы системы автономной навигации автоматически, результаты зондирования доставляются на Землю также автоматически, то и в этом случае необходим наземный комплекс, который должен выполнять контрольные и дублирующие функции по выполнению всех этих задач. Контроль необходим также и по соображениям безопасности и охраны окружающей среды.
Следует учитывать, что управление КА в полёте — сложный процесс, накладывающий определенные требования на психофизические качества управляющего персонала (способность к длительному вниманию, быстрому логическому анализу альтернативных вариантов, умение в сжатые сроки принять и реализовать решение и др.). Для реализации целевого предназначения до запуска КА формируется программа полета. Программа полета учитывает запросы потребителей специальной информации и требования Главного конструктора КА по его эксплуатации. Поэтому в процессе полета управление КА предполагает уточнение исходных данных, отдельные коррекции программы, однако в случае возникновения нештатных ситуаций программа может быть изменена достаточно сильно, вплоть до прекращения полета КА. Программу полета КА принято представлять в виде последовательности так называемых «типовых суток полета» (рис. 3.7).
Различают, например, сутки вывода на орбиту (ВО), сутки проведения динамических операций (ДО), сутки функционирования по предназначению (ФП), сутки отстрела спускаемых капсул (СК), сутки посадки (СП). Типовые сутки полета различаются набором функций управления КА и требованиями к числу сеансов управления КА средствами НКУ по каждой функции управления. Таким образом, в каждые типовые сутки реализуется свой технологический цикл управления (ТЦУ) КА.
Анализ технологического цикла управления КА показывает, что для выполнения основных функций информационного взаимодействия наземного комплекса управления с КА на этапе штатной эксплуатации (функционирования по предназначению) требуется проведение следующего числа сеансов управления:
закладка рабочих (РП) и временных (ВП) программ на КА (не более одного раза в сутки в двух сеансах управления (основной и резервный) для большинства КА и не более двух раз в сутки соответственно в четырех сеансах для КА дистанционного зондирования Земли с уточнением РП (ВП) по метеоусловиям);
проведение ИТНП КА средствами наземного комплекса управления (на двух «видимых» витках двумя-тремя отдельными командно-измерительными комплексами на каждом витке для КА с высотой орбит до 400 км и значительно реже для КА на более высоких орбитах);
съем информации обобщенного контроля (ИОК) с КА по радиолинии командно-измерительных систем (во всех запланированных на данные сутки для передачи командно-программной информации и проведения ИТНП сеансах связи);
проведение сверки бортовой (БШВ) и единой (ЕШВ) шкал времени (не чаще одного раза в сутки в сеансах передачи командно-программной информации или проведения ИТНП);
съем телеметрической информации (телесигнализации) (не чаще одного раза в сутки).
Кроме того, возможна закладка на борт программ оперативного запоминающего устройства (ПрОЗУ) БЦВМ, а также эфемеридной информации (ЭИ) для навигационных КА. Приведенные требования следует принимать как максимальные при штатной эксплуатации. Для суток вывода на орбиту, проведения динамических операций, отстрела спускаемых капсул и посадки число сеансов управления КА существенно возрастает, возрастают и требования по качеству информационного взаимодействия: достоверности, точности и оперативности информации, предоставляемой в пункт управления КА.
Техническим средством реализации целей управления является собственно сам КА, представляющий собой сложную техническую систему, структура которой состоит из взаимосвязанных компонентов, называемых бортовыми системами. Каждая из таких систем имеет свои целевые функции, исходя из предназначения КА в целом. Согласно иерархии отношений между бортовыми системами их принято подразделять на три уровня:
уровень основных (целевых или специальных) систем;
уровень обеспечивающих систем;
уровень вспомогательных систем.
Основные бортовые системы непосредственно реализуют функции целевого назначения посредством бортовой специальной аппаратуры, предназначенной для выполнения целевых задач. Реализация целей управления КА достигается управлением функционированием бортовой специальной аппаратуры. Обеспечивающие системы выполняют ряд задач, направленных на повышение эффективности функционирования основных систем: снабжают электроэнергией — система энергопитания (СЭП), регулируют тепловой режим — система терморегулирования (СТР), ориентируют на субъекты обслуживания — система ориентации и управления движением (СОУД), контролируют работоспособность — система телеконтроля (СТК) и т. д.
Вспомогательные системы предназначены для выполнения задач, непосредственно не связанных с обеспечением функционирования основных систем. Они используются обычно при проведении некоторых разовых операций, например, выдачи пеленга возвращаемых на Землю модулей КА наблюдения земной поверхности для облегчения их поиска или действий, обусловленных нестандартностью возникших ситуаций, например, неожиданное воздействие на КА со стороны вероятного противника или проявление случайных факторов космического пространства. В целом общее количество бортовых систем для разных типов КА может достигать нескольких десятков. Например, для КА наблюдения земной поверхности типа «Янтарь» число только основных систем равно 30.
Следующей особенностью современных КА является реализация нового подхода в конструировании, направленного на создание универсальных модульных КА, способных без больших доработок устанавливать различную целевую аппаратуру в рамках определенных ограничений. При этом конструктивно и функционально КА разделяется на две части: обеспечивающую и целевую. В обеспечивающую входят конструкция и новые системы, гарантирующие существование КА заданное время на орбите и необходимые условия для функционирования целевой аппаратуры. Конструктивный и функциональный стык с целевой аппаратурой определяется более или менее жестко и в процессе перекомплектования целевой аппаратуры практически не меняется либо подвергается незначительным изменениям.
Таким образом, КА превращается в универсальный космический носитель различных полезных нагрузок.
Модульное построение КА может быть реализовано до уровня систем и агрегатов, например: модуль системы управления, модуль СТР, модуль СЭП и др. Модульное построение конструкции и систем позволяет гибко наращивать нужные потребителю функции. Например, можно увеличить энерговооруженность КА, установив два модуля СЭП.
Бортовые системы КА также предлагается строить по модульному принципу, предусматривая наращивание при необходимости их потребительских характеристик. Вследствие этого КА получает возможность приспосабливаться к различным полезным нагрузкам в рамках определенных ограничений, поэтому подобные конструкции получили название адаптивномодульных.
Приведем с незначительными изменениями отрывок из книги одного из непосредственных создателей наземного автоматизированного комплекса управления — Героя Советского Союза, Героя Социалистического Труда И.В. Мещерякова. «...Первоначально с помощью доработанной ракеты Р-7 планировалось запустить спутник с научной аппаратурой общей массой 1200—1400 кг. Для управления полетом и бортовой аппаратурой «объекта Д», как обозначался этот спутник в технической документации, приёма от него телеметрической информации потребовалось создать принципиально новый наземный комплекс измерительных средств, связи и единого времени (так первоначально называли командно-измерительный комплекс — КИК).
Разработка состава, построения и размещения измерительных средств на территории СССР, а также функции головного заказчика по вводу комплекса в эксплуатацию по решению директивных органов были возложены на НИИ Академии артиллерийских наук, который приобрел немалый опыт разработки и ввода измерительных систем на космодроме «Байконур» и полигоне «Капустин Яр».
Крупномасштабной научно-исследовательской темой по созданию КИК руководил Ю.А. Мозжорин, заместитель директора института, ныне Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии. Основные направления (разделы темы) возглавляли главным образом молодые ученые и специалисты: по траекторным и телеметрическим измерениям — П.А. Агаджанов (ныне лауреат Ленинской премии, член-корреспондент АН СССР), Г.И. Левин, И.В. Мещеряков, по системам связи и единого времени — В.Т. Долгов (ныне лауреат Ленинской премии), Е.В. Яковлев, по баллистическим расчетам — Г.С. Нариманов, П.Е. Эльясберг (оба были удостоены Ленинской премии) и другие высококвалифицированные специалисты.
По техническим заданиям, разработанным в рамках указанной темы НИР, были созданы новые или модернизированы существующие радиолокационные, телеметрические, командные станции и система единого времени. К наименованиям таких командно-измерительных средств добавлялся индекс «Д», что означало целевое предназначение: для обеспечения запусков и управления полетом «объекта Д». Например, радиолокационная станция «Бинокль Д», фазовый пеленгатор «Иртыш Д» и т. д. Разработчиками и изготовителями техники для КИК были коллективы НИИ, КБ и заводов, руководимых в то время А.Ф. Богомоловым, A.C. Мнацаконяном, Е.С. Губенко, А.Н. Бегуном, М.А. Брежневым и другими учеными, конструкторами и организаторами науки и производства.
Измерительные пункты (ИП) на территории бывшего СССР были размещены по широте и долготе таким образом, чтобы максимально обеспечить глобальность управления, то есть «перекрыть» как можно большее пространство, в котором намечались полеты ИСЗ. В целях экономии времени и средств капитальных сооружений на пунктах решили пока не возводить.
Измерительные станции прямо на заводах монтировали в автомобильных кузовах и прицепах, а аппаратуру связи и единого времени разместили в деревянных технических зданиях барачного типа. Кроме того, запуски первых спутников могли внести свои коррективы в первоначальное размещение командно-измерительных средств. Однако следует отметить, что авторы построения комплекса не ошиблись: вот уже более трех десятилетий измерительные пункты действуют и развиваются в тех самых местах, которые были предусмотрены проектом головного заказчика.
Полностью все пункты и технические средства КИК приступили к работе 15 мая 1958 г., когда на околоземную орбиту был выведен третий ИСЗ — тот самый «объект Д», для обеспечения полета которого и был создан командно-измерительный комплекс. На околоземной орбите стала действовать по существу первая в мире космическая лаборатория. На ее борту были установлены 12 научных приборов, многоканальная телеметрическая система с запоминающей аппаратурой, программно-временное устройство, радиоаппаратура для точного измерения параметров орбиты и другое бортовое оборудование.
Составной частью НАКУ являлся Отдельный морской командно-измерительный комплекс (ОМ КИК). Задачей этих судов являлось обеспечение возможности круглосуточного вхождения в связь с КА, то есть требуемой глобальности, непрерывности и устойчивости управления, в связи с тем, что при периоде обращения около полутора часов из 15—16 суточных витков КА не менее шести проходят вне зоны радиовидимости с территории бывшего СССР. «Морской космический флот» — большой отряд советских экспедиционных судов, морских измерительных и командно-измерительных пунктов (ИПов и КИПов), принимавших непосредственное участие в создании ракетно-ядерного щита СССР, управлении полётом и лётных испытаниях отечественных космических аппаратов, обитаемых (пилотируемых) космических кораблей и орбитальных станций, а также и ряде работ по международным космическим программам.
Первый морской измерительный комплекс был создан в 1959 году по проекту, разработанному в НИИ-4 под руководством Г.А. Тюлина, в составе кораблей ВМФ СССР: «Сибирь», «Сахалин», «Сучан», «Чукотка». Его основное назначение — контроль точности падения и состояния головных частей советских межконтинентальных баллистических ракет при их испытательных запусках в центральную часть Тихого океана. Официальное его наименование в открытой печати — «Тихоокеанская гидрографическая экспедиция-4» (ТОГЭ-4).
Затем был создан Плавучий телеметрический комплекс (ПТК) в составе специально дооснащенных телеметрической радиоаппаратурой трёх торговых судов Министерства морского флота СССР: «Ворошилов», «Краснодар» и «Долинск» (рис. 3.15). Экспедиции этих судов, укомплектованные инженерами и техниками НИИ-4 в августе 1960 г. вышли в свои первые рейсы в акваторию Атлантического океана. Их основной задачей являлся контроль работы разгонных блоков советских межпланетных космических станций «Марс» и «Венера» с промежуточной орбиты, а также контроль работы тормозных двигательных установок космических кораблей с целью спуска с орбиты на территорию СССР, телеконтроль состояния космонавтов во время космического полёта и связи с космонавтами после выхода космического корабля из зон радиовидимости их с наземных КИПов Командно-измерительного комплекса. Эти суда обеспечили приём телеметрической информации при посадке космического корабля «Восток» с первым космонавтом планеты Ю.А. Гагариным (рис. 3.16).
К работе по телеметрическому контролю за полётом космического корабля «Восток» над Тихим океаном были привлечены три корабля ТОГЭ-4. В 1963 году на базе ПТК было оформлено создание Морского командно-измерительного комплекса как составной части единого Командно-измерительного комплекса Министерства обороны СССР.
В связи с расширением программы исследований и освоения космического пространства и в частности под отечественную программу полёта человека на Луну были специально построены в 1967 г. хорошо оснащённые четыре телеметрических судна: «Боровичи», «Невель», «Кегостров», «Моржовец» (рис. 3.17) и первый морской командно-измерительный пункт «Космонавт Владимир Комаров» (рис. 3.18).
В 1970—1971 г. в строй космического флота вошли уникальные командно-измерительные суда «Академик Сергей Королёв» (рис. 3.19) и «Космонавт Юрий Гагарин» (рис. 3.20). Они воплотили в себе новейшие достижения отечественной науки и техники и были способны самостоятельно выполнять все задачи, связанные с обеспечением полётов различных космических аппаратов, пилотируемых космических кораблей и орбитальных станций.
С 1977 по 1979 г. в состав «Морского космического флота» вошло ещё четыре телеметрических судна, на бортах которых были начертаны имена героев-космонавтов: «Космонавт Владислав Волков», «Космонавт Георгий Добровольский», «Космонавт Павел Беляев» и «Космонавт Виктор Пацаев». Три морских КИПа были приписаны Черноморскому морскому пароходству СССР в Одессе, все телеметрические суда — Балтийскому морскому пароходству СССР в Ленинграде.
К началу 1979 г. Морской КИК состоял из 11 судов и обеспечивал полёты космических аппаратов различного назначения. К 2004 г. от «Морского космического флота» сохранилось только два судна в г. Калининграде: «Космонавт Георгий Добровольский» и «Космонавт Виктор Пацаев». Последний открыт в качестве музея на плаву у причала Музея мирового океана и периодически используется как стационарный измерительный пункт при работе с МКС. Владелец этих судов — Федеральное космическое агентство.
Ракета-носитель «Протон-К» была разработана на базе межконтинентальной баллистической ракеты 8К82 УР-500, с 1962 г. создававшейся в Конструкторском бюро «Салют» (г. Москва). КБ долгое время было известно как «Первый филиал» ОКБ-52 (г. Реутов Московской области), которое в те годы возглавлял Генеральный конструктор академик В.Н. Челомей. Ныне КБ «Салют» входит в состав ГКНПЦ им. М.В. Хруничева.
Изначально ракету предполагалось использовать в качестве носителя сверхмощных ядерных боеприпасов мощностью свыше 100 мегатонн, однако в данном качестве она к моменту начала летных испытаний оказалась не нужна. По иронии судьбы основным конкурентом создававшегося гиганта в решении задач боевого применения оказались небольшие МБР УР-100, созданные под руководством того же В.Н. Челомея. Дополнительным (и на тот момент даже более веским) аргументом против ракеты к началу её летных испытаний стала близость Генерального конструктора к свергнутому в те дни Н.С. Хрущеву, сына которого В.Н. Челомей не без умысла держал в своем КБ.
Спасительной для будущего «Протона» стала не только дальновидность таких руководителей, как М.В. Келдыш (в то время — президент Академии наук СССР), но и жесткая потребность в носителе тяжелого класса для развертываемой лунной программы, где ракете была определена роль в программе пилотируемого облета Луны, ввиду явного запаздывания работ по PH 11А52 Н-1 конструкции С.П. Королева.
Эффектное начало биографии 8К82 в качестве ракеты-носителя было обеспечено нестандартным ходом В.М. Челомея. На первых испытательных пусках, где вероятность аварии высока, в качестве полезного груза вместо дорогостоящего КА традиционно используют макеты — эквивалент полезной нагрузки (ЭПН) или габаритно-грузовой макет (ГВМ). Для тяжелых ракет это правило почти не имеет исключений, так как обычно вес КА пропорционален его стоимости. В.М. Челомей в первый же полет 16 июля 1965 г. отправил на орбиту тяжелый (на тот момент — самый тяжелый в мире) не макет, а действующий КА «НЗ Протон».
Проблема создания тяжелого (12,2 т) и одновременно предельно дешевого для такой массы КА была решена весьма остроумно — КА представлял собой гениально примитивный набор стандартных астрофизических приборов, окруженный тяжелым многослойным «коконом», поглощающим в своей толще все частицы, кроме высокоэнергетических. От столь неожиданного способа поразить страну, а прежде всего — её руководство, ракете-носителю досталось имя «Протон».
После четырех испытательных пусков PH конструкторы существенно увеличили её грузоподъемность, добавив третью ступень, после чего «Протон» приобрел свой классический вид и наименование — 8К82К «Протон-К». Тогда же, в рамках пилотируемой лунной программы, был отработан вариант носителя с разгонным блоком 11С86 «Д».
К счастью, период «детских болезней» у «Протона» пришелся на этап гонки к Луне, когда не особенно считались с неудачами, — а ведь с 1967 г. по 1970 г. из 25 произведенных пусков 12 закончились авариями. Однако излечение ракетных «болезней» стоило здоровья немалому числу конструкторов и испытателей — достаточно сказать, что рекордный по уровню нервотрёпки пост Главного конструктора PH в те годы последовательно занимали трое: П.А. Ивенсен, Ю.Н. Труфанов и Д.А. Полухин. Но в результате страна получила уникальный по возможностям ракетно-космический комплекс.
«Протон-К» оказался настолько удачным для запусков КА на межпланетные траектории, что стал широко использоваться для выведения автоматических станций нового поколения к Луне (КА серии Е-8: «Луна-15»...-24», 1969—1976 г.), Венере (4В «Венера-9»...-16», 1975—1983 г.) и Марсу (М-71 «Марс-2», «-3», М-73 «Марс-4»...-7», 1971—1973 г.) (при этом использовался вариант РБ «Д» — 11С824). Использование разгонного блока, двигатель которого мог многократно включаться в космосе, позволило «Протону-К» к тому же стать единственным национальным средством выведения КА на геостационарную орбиту. Первый такой запуск был осуществлен 26 марта 1974 г. («Космос-637»). С тех пор большинство пусков данной PH производится именно с этой целью. Причем блок «Д» был модернизирован за счет установки на нем специального приборного отсека, и с 1976 г. PH «Протон-К» с РБ «ДМ» постоянно осуществляет запуски КА «Радуга», «Экран», «Горизонт», «Экспресс», а также иностранных КА. Масса этих спутников составляет более 2300 кг.
Трехступенчатый вариант носителя «Протон-К» обеспечил вывод на орбиту тяжелых долговременных орбитальных станций ДОС 17К («Салют-1», «-4», «-6»... 7», 1971— 1982 г.) и ОПС «Алмаз» («Салют-2», «-3», «-5», 1973— 1976 г.), КА РЛР «Алмаз 1 Меч К» (1987 и 1991 г.), транспортных кораблей снабжения ТКС («Космос-929», «-1267», «-1443», «-1686», 1977—1986 гг.). Все модули орбитального комплекса «Мир» и модули российского сегмента Международной космической станции также выведены на орбиту «Протоном-К».
Основными участниками широкой кооперации предприятий, создававших «Протон», являлись: КБ Энергетического машиностроения (Генеральный конструктор В.П. Глушко), где были разработаны двигатели I ступени PH; КБ Химавтоматики (Главный конструктор С.А. Косберг, а затем А.Д. Конопатов), где были разработаны двигатели а затем и III ступени PH; НИИ Автоматики и приборостроения (Генеральный конструктор Н.А. Пилюгин) и ОКБ завода «Коммунар» (Главный конструктор Л.Л. Балашов), где проектировалась система управления и электроавтоматики; КБ «Рубин» (Главный конструктор И.И. Зверев) и КБ «Восход» (Главный конструктор Ф.Ф. Куприянов), где разрабатывались рулевые приводы, управляющие отклонением двигателей I, II и III ступеней; НИИ Приборостроения (Директор А.С. Абрамов), разработавший систему опорожнения баков; НИИ Точной механики (Главный конструктор С.Е. Петров), разработавший систему безопасности носителя; КБ Киевского завода «Арсенал» (Главный конструктор С.П. Парняков), где разрабатывалась система прицеливания.
Разработку стартового комплекса для УР-500 выполняла кооперация во главе с КБ Общего машиностроения (Генеральный конструктор В.П. Бармин). Технический комплекс разработан кооперацией во главе с Филиалом №2 ЦКБ Машиностроения, руководимым Главным конструктором В.М. Барышевым (ныне это ГНИП «ОКБ Вымпел»). В программе ГЛОНАСС используется вариант PH 8К82К «Протон-К» (или 8К82КМ «Протон-М») с РБ 11С861-01 «ДМ» и СЗБ 11Ф639.М0000-0-01. Одним носителем одновременно выводятся три КА 11Ф654 «Ураган».
В базовом варианте «Протон-К» — трехступенчатая PH (рис. 4.6). Все ступени соединены последовательно (схема «тандем»). Разделение первой и второй ступеней осуществляется по горячей схеме, а второй и третьей — по полугорячей. На всех трёх ступенях используются двигательные установки на компонентах АТ/НДМГ. Выбор этих компонентов, дающих повод обвинять PH в неэкологичности, был обусловлен не только боевым прошлым ракеты (для длительного нахождения на боевом дежурстве выгодны именно высококипящие компоненты ракетного топлива), но и нерешенной в то время в отечественном ракетном двигателестроении проблемой высокочастотных колебаний в камере сгорания двигателей большой тяги на компонентах «кислород/керосин», более подходящих для космических PH в силу больших энергетических возможностей.
Невозможность транспортировки ступеней PH в условиях СССР иначе, чем по железной дороге (а значит — наличия жесткого ограничения по диаметру и длине ступени), привела к оригинальной компоновке первой ступени PH, что и придает «Протону-К» неповторимость внешнего облика. Первая ступень состоит из центрального блока и шести боковых блоков, расположенных симметрично вокруг центрального. Такая компоновка никогда не вызывала радости у эксплуатационников (для монтажа боковых блоков пришлось создавать специальный стапель «револьверного» типа), однако она позволяла существенно сократить общую длину PH и габариты сооружений технического и стартового комплексов.
Центральный блок, представляющий собой бак окислителя с переходниками, имеет цилиндрическую форму. Его диаметр — 4,1 м (предельный размер при транспортировке по железной дороге). Каждый из боковых блоков диаметром 1,6 м представляет собой бак горючего и имеет хвостовой отсек, в котором закреплен маршевый ЖРД РД-275 (модификация изначального ЖРД РД-253, ОКБ-456 — ныне НПО «Энергомаш», Главный конструктор В.П. Глушко). Каждый ЖРД установлен на двух траверсах хвостового отсека бокового блока. Для управления вектором тяги двигатель с помощью гидропривода может отклоняться на угол до 7 градусов 30 минут. К моменту своего создания «Протон» был первой в мире PH, имеющей маршевые ЖРД, выполненные по схеме с дожиганием газогенераторного газа, что даже при «плохом» с точки зрения энергетических возможностей топливе обеспечило «Протону» лучшие удельные характеристики, чем многие PH того времени на компонентах «02/керосин».
В центре торца хвостового отсека центрального блока смонтирован автостык, через который осуществляется автоматическая подстыковка заправочных коммуникаций всех трех ступеней, а также пневмо- и электроразъемов. При старте PH после расстыковки соединений ходом ракеты автостык закрывается специальными крышками. Такое конструктивное решение утяжелило PH (за счет большей длины кабелей и заправочных трубопроводов), зато существенно упростило конструкцию пусковой установки, избавив её от традиционной кабель-мачты.
Вторая ступень, опять же для уменьшения общей длины, имеет топливные баки, выполненные по схеме с промежуточным днищем. Традиционно для схемы «тандем» внутри бака горючего проходит расходный магистральный трубопровод окислителя, который приварен к промежуточному днищу непосредственно, а к нижнему днищу бака горючего — через сильфонный компенсатор. Двигательная установка второй ступени состоит из четырех однотипных автономных маршевых ЖРД: трех РД-0210 (рис. 4.8) и одного РД-0211. ЖРД разработаны в КБХА под руководством С.А. Косберга. На двигателе РД-0211, в отличие от РД-0210, установлены агрегаты наддува баков. Все ЖРД с помощью цапф закреплены в ферме таким образом, что допускают отклонение с помощью гидравлического привода любого из них на углы до 3 градусов 15 минут. Усилия тяги маршевых ЖРД к топливному отсеку передаются через силовой конус клепаной конструкции.
Особенностями конструкции третьей ступени являются: отсутствие у бака окислителя обечайки (он образован средним и верхним днищем топливного отсека и имеет чечевицеобразную форму) и использование нижнего днища топливного отсека в качестве опоры для двигательной установки, из-за чего пришлось придать днищу форму конуса. Двигательная установка третьей ступени состоит из маршевого ЖРД РД-0212 и четырехкамерного рулевого двигателя РД-0214. Маршевый ЖРД по устройству и работе аналогичен двигателю второй ступени РД-0210 и является его модификацией: с целью размещения элементов рулевого двигателя на нем изменена компоновка подводных магистралей и ряда агрегатов.
Рулевой двигатель РД-0214 разработан в КБХА под руководством С.А. Косберга и А.Д. Конопатова. Двигатель выполнен по схеме без дожигания генераторного газа с турбонасосной системой подачи топлива на базе одного турбонасосного агрегата (ТНА). Его важной отличительной особенностью является привод ТНА от двух одновременно работающих газовых турбин. Их питание осуществляется различными генераторами, один из которых вырабатывает окислительный (с избытком окислителя в продуктах сгорания), а другой — восстановительный (с избытком горючего в продуктах сгорания) газы, которые затем используются для наддува баков ступени.
На остальных ступенях каждый из баков горючего наддувается восстановительным газом, вырабатываемым в газогенераторе наддува соответствующего двигателя. Бак окислителя наддувается окислительным газом, получение части которого на каждом двигателе производится путем смешения горячего генераторного газа, отбираемого за турбиной ТНА, с жидким окислителем в смесителе для снижения температуры. Камеры рулевого ЖРД максимально разнесены по диаметру ступени и подвешены шарнирно на цапфах. Для управления полетом ступени камеры могут отклоняться с помощью электроприводов на углы до 45 градусов.
На третьей ступени располагается приборный отсек, в котором размещены основные приборы системы управления PH. Вторая и третья ступени после отделения осаживаются тормозными пороховыми ракетными двигателями, расположенными на небаковых отсеках клепаной конструкции.
Головной блок PH «Протон-К» включает в себя полезный груз и головной аэродинамический обтекатель. В варианте PH «Протон-К» с РБ в состав головного блока входит также разгонный блок. Полезный груз на PH устанавливается на верхний шпангоут приборного отсека третьей ступени посредством проставки (шасси). Отделение КА осуществляется по его стыку с проставкой за счет срабатывания разрывных болтов. Для каждого типа полезного груза используется соответствующий головной обтекатель. Обтекатель сбрасывается в начальный период работы второй ступени.
Небольшой и забавной деталью, отличающей PH «Протон-К», является конструкция гаргротов, в которых по внешней поверхности ступеней проложены коммуникации систем управления. У большинства отечественных PH гаргроты имеют коробчатое сечение, так как это технологически проще, а повышенное аэродинамическое сопротивление такой конструкции для ракет не играет особой роли.
На «Протоне» гаргроты имеют технологически более сложную, зато наивыгоднейшую с точки зрения аэродинамики оживальную форму, поскольку в отличие от остальных отечественных PH, производство которых развертывалось на бывших артиллерийских или машиностроительных предприятиях, основу ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, где производится «Протон», составляет бывший авиационный завод, а значительная часть тогдашнего КБ «Салют» была создана из сотрудников авиационного ОКБ-23 В.М. Мясищева, для которых было кощунством цеплять на борт PH нечто неудобо-обтекаемое.
С 1992 года ГКНПЦ им. М.В. Хруничева вело работы по модернизации ракеты «Протон-К», результатом которых стало создание носителя 8К82КМ «Протон-М». К основным отличиям нового средства выведения относятся:
усиление конструкции хвостового отсека третьей ступени и переходного отсека второй ступени;
использование современной элементной базы;
облегчение PH за счет применения новых конструкционных материалов и уменьшения массы телеметрической аппаратуры;
использование новых негерметичных приборных отсеков PH из легких углепластиковых композиционных материалов;
новая система управления PH на базе бортовой вычислительной машины;
новая система измерения уровня компонентов ракетного топлива, которая совместно с новой СУ сокращает остатки компонентов ракетного топлива на 40% и повышает экологичность PH.
В составе ракеты-носителя «Протон М» предусмотрено применение увеличенных головных обтекателей, что позволило практически в два раза увеличить объем для размещения полезной нагрузки. Увеличенный объем головного обтекателя позволяет комплектовать космическую головную часть (КГЧ) различными разгонными блоками, в том числе кислородно-водородном разгонным блоком (КВРБ), что заметно увеличивает энергетические возможности нового носителя по выведению тяжелых полезных нагрузок на высокоэнергетические орбиты. Другим разгонным блоком, которым может комплектоваться ракета-носитель «Протон-М», является РБ «Бриз-М», работающий на компонентах топлива азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин.
При запусках КА «Ураган» используется РБ 11С861-01 «ДМ» (рис. 4.9) — представитель славного семейства разгонных блоков, созданных в ОКБ-1 (РКК «Энергия»). Прообразом семейства явился разгонный блок «Д» комплекса Н1-ЛЗ, который разрабатывался в рамках лунной пилотируемой программы в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 3 августа 1964 г.
В начале 1969 г. была разработана модификация блока «Д» для выведения на геостационарную орбиту спутников связи и телевидения, которые разрабатывало КБ ПМ (Главный конструктор М.Ф. Решетнёв). Спутники связи не имели аппаратуры управления ракетным блоком, поэтому блок «Д» был оснащен самостоятельной системой управления, расположенной в герметичном приборном отсеке торовой формы, в котором также размещалась аппаратура телеметрии и командной радиолинии. Приборный отсек был установлен на специальной ферме над баком окислителя и имел систему терморегулирования. На блоке «Д» был установлен двигатель 11Д58М. Эта модификация блока получила обозначение «ДМ», или 11С86.
В марте 1969 г. блок «ДМ» был внедрен в программу спутников связи и уже 25 лет успешно выводит их на геостационарную орбиту, причём за счёт даль нейшего усовершенствования своих характеристик в настоящее время он способен выводить на геостационарные орбиты спутники массой до 2600 кг. Блок «ДМ» может использоваться с приборным отсеком (11С86) и без него (11C824M). Высокая степень его унификации достигается выделением модульной части блока, представляющей собой топливный отсек с двигателем и основной частью аппаратуры управления двигательной установкой, расположенной на баке горючего. Эта модульная часть является единой для обоих разновидностей блока «ДМ».
В 1982 г. разгонный блок с модифицированной системой управления получил индекс 11С861. РБ предназначен для применения на PH «Протон-К», «Протон-M» и «Зенит-З». С 1974 г. по 1993 г. работы по блокам «ДМ» типа 11С824М и 11С861 проводились под руководством заместителя Главного конструктора Б.В. Чернятьева.
Конструктивно РБ представляет собой приборный и два топливных отсека, соединенные ферменной конструкцией. Для уменьшения теплового притока к окислителю (переохлажденный кислород с температурой до -193°С) бак окислителя имеет сферическую форму и покрыт экранновакуумной теплоизоляцией.
Для уменьшения длины РБ бак горючего (керосин) выполнен в форме тора, внутри которого на кардановом подвесе расположен ЖРД 11Д58 разработки ОКБ-1 многократного (до семи раз) включения. Такая установка двигателя позволяет производить управление по каналам тангажа и рыскания. Для управления по крену используется поворотное сопло, работающее на горячем генераторном газе.
Оригинальной особенностью конструкции РБ является расположение торового бака горючего под углом 30°, что существенно упростило конструкцию заборного устройства, обеспечивающего надежный запуск ДУ в условиях малой перегрузки. Для создания перегрузки перед включением основного двигателя используется автономная двигательная установка системы обеспечения запуска (ДУ СОЗ) с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало КБТМ «Союз».
На блоке установлены две ДУ СОЗ, прикрепленные к нижнему днищу бака горючего симметрично относительно продольной оси, которые сбрасываются после запуска основного двигателя блока при его последнем включении. На РБ впервые в мире применено ставшее потом классическим расположение баллонов гелия внутри бака жидкого кислорода, что за счет использования эффекта низкотемпературного упрочнения металла баллонов позволило снизить массу системы наддува баков РБ.
Приборный отсек выполнен в виде герметичного торообразного контейнера и закреплен на внутреннем и внешнем ярусах верхней фермы. Контейнер изготовлен разъемным и содержит приборы системы управления, а также воздушно-жидкостную систему терморегулирования. Разгонный блок «ДМ» комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с PH. При отделении РБ от третьей ступени PH конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и цилиндрический переходник.
Подготовка ракеты-носителя «Протон-К» к пуску осуществляется на техническом и стартовом комплексах космодрома Байконур. Ступени и блоки PH поступают в монтажно-испытательный корпус (МИК) технического комплекса с завода на специальных железнодорожных платформах и в вагонах. Типичный технологический график подготовки PH на ТК включает:
подготовку наземного технологического оборудования к приему PH;
прием PH и комплектующих элементов;
выгрузку ступеней PH из железнодорожных платформ (специальных вагонов) и их перегрузку на комплект тележек рабочего места подготовки;
снятие со ступеней съемных элементов, устанавливаемых для обеспечения транспортировки PH;
монтаж и стыковку ступеней;
проведение пневмоиспытаний;
проведение электроиспытаний (осуществляемых в два этапа: проведение автономных электроиспытаний с целью проверки систем и агрегатов PH по специальным программам, затем проведение комплексных электроиспытаний, в ходе которых проверяется согласованная работа систем и агрегатов PH в режиме, наиболее близком к полетному);
стыковка PH с КГЧ и проверка взаимосвязей между ними;
перегрузка РКН на транспортно-установочную тележку.
Все операции выполняются на горизонтально лежащей ракете. Специфической особенностью подготовки PH «Протон-К» в МИКе является монтаж боковых блоков первой ступени на центральном блоке, осуществляемый на специальном стапеле «револьверного» типа (рис. 4.14). Космическая головная часть готовится отдельно. Подготовка РБ и КА производится примерно в том же порядке. Для подготовки имеются специальные стенды, где КА проверяется в вертикальном положении. Особенностью подготовки КА является его гораздо большая длительность, по сравнению с циклом подготовки PH (сотни часов по сравнению с десятками).
На транспортно-установочной тележке РКН перевозится на стартовый комплекс. На стартовом комплексе PH «Протон-К» устанавливается в вертикальное положение подъемно-установочным агрегатом стационарного типа, с ней проводится цикл предстартовых проверок (по программе, которая, как правило, по объему и содержанию близка к программе комплексных испытаний на ТК). Затем носитель заправляется компонентами ракетного топлива и осуществляется его прицеливание.
Пуск PH «Протон-К» производится дистанционно с пускового устройства стационарного типа. При сходе PH с него стартовые опоры автоматически убираются в специальные ниши, которые закрываются броневыми крышками. Отстыковка коммуникаций от борта PH «Протон-К» при ее пуске осуществляется ходом ракеты. Оборудование центра пускового устройства, где расположены электро- и пневмостыки, также закрывается двухстворчатым колпаком.
Разделение первой и второй ступеней PH «Протон-К» осуществляется по «горячей» схеме. Запуск двигателей второй ступени производится до разрыва механических связей между ступенями и до полного выключения двигателей первой ступени. При этом торможение первой ступени происходит за счет воздействия газов, истекающих из двигателей верхней ступени, на специальный теплозащитный экран, установленный на переднем днище бака окислителя.
Сброс головного обтекателя осуществляется на участке полета второй ступени. При этом обтекатель делится на две полустворки путем раскрытия замков продольного и поперечного стыков. Сброс створок осуществляется специальными толкателями. Разделение второй и третьей ступеней происходит за счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени. Торможение второй ступени осуществляется установленными на ней шестью пороховыми двигателями. После расхождения ступеней запускается маршевый двигатель третьей ступени.
В конце активного участка траектории маршевый ЖРД выключается и работает только рулевой двигатель. Это позволяет более точно обеспечить достижение требуемой конечной скорости. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя. При этом третья ступень тормозится четырьмя пороховыми двигателями.
Дальнейшее выведение осуществляется с помощью РБ «ДМ». Перевод орбитального блока с опорной орбиты на целевую осуществляется по двухимпульсной схеме (два включения маршевого двигателя разгонного блока) с использованием переходной орбиты. После отделения третьей ступени начинается работа управляющих реактивных микродвигателей разгонного блока, которые вначале обеспечивают демпфирование угловых скоростей орбитального блока после отделения, а затем его ориентацию и стабилизацию на всех участках свободного полета(когда маршевый двигатель не работает).
В процессе свободного полета орбитального блока система управления выполняет маневры (развороты) ориентации корпуса орбитального блока для обеспечения необходимых углов засветки КА. Кроме этого система управления разгонного блока выполняет программные развороты для обеспечения необходимой ориентации вектора тяги маршевого двигателя перед выдачей импульсов для изменения параметров орбиты, а также перед отделением КА.
Схема выведения блока из трёх КА «Ураган» включает: выведение космической головной части на промежуточную круговую орбиту с высотой -200 км; переход на эллиптическую орбиту с перигеем -200 км, апогеем -19 100 км и наклонением 64,9 град.; переход на целевую круговую орбиту (19100x19100 км, наклонением 64,9 град); Перевод каждого спутника в заданную точку орбитальной плоскости проводится с помощью спутниковой двигательной установки.
Космические аппараты семейства «ГЛОНАСС» (11Ф654 «Ураган», рис. 4.19) для отечественной глобальной навигационной спутниковой системы были спроектированы в конструкторском бюро НПО прикладной механики (НПО ПМ имени М.Ф. Решетнева) в г. Красноярск-26 (Железногорск). До начала 1990-х г. изготовление КА «ГЛОНАСС» велось производственным объединением «Полет» (г. Омск) по конструкторской документации и под авторским наблюдением НПО ПМ. Затем в силу экономических причин головное предприятие вернулось к практике самостоятельного изготовления своих аппаратов, и все модернизированные спутники системы ГЛОНАСС отныне производятся только на НПО ПМ.
КА «Ураган» конструктивно состоит из цилиндрического термоконтейнера, в котором размещаются служебные системы и специальная аппаратура. С двух сторон контейнер закрыт эллиптическими днищами. На «нижнем» (в положении штатной ориентации) днище КА смонтирована платформа с антенно-фидерными устройствами и панелью уголковых отражателей, на «верхнем» — топливные баки и штанга магнитометра. На боковой поверхности гермоотсека закреплены два привода системы одноосной ориентации панелей СБ, два раскрывающихся на орбите радиатора системы терморегулирования, два блока двигателей ориентации и датчики ориентации.
Оптические уголковые отражатели, предназначенные для калибровки радиосигналов измерительной системы с помощью измерении дальности до спутника в оптическом диапазоне, а также для уточнения геодинамических параметров модели движения спутника. Конструктивно уголковые отражатели формируются в виде блока, постоянно отслеживающего направление на центр Земли.
Гарантийный срок активного функционирования КА составляет три года. В состав бортовой аппаратуры входят:
специальная аппаратура (навигационный комплекс);
бортовой комплекс управления;
система ориентации и стабилизации;
система коррекции;
система терморегулирования;
система электроснабжения.
Специальная аппаратура (навигационный комплекс) обеспечивает функционирование спутника как элемента системы ГЛОНАСС. В состав аппаратуры входят: хронизатор, формирователь навигационных радиосигналов, бортовой компьютер, приемник навигационной информации и передатчик навигационных радиосигналов. Бортовой хронизатор предназначен для непрерывной выдачи высокостабильных синхрочастот в системы спутника, а также для формирования, хранения и выдачи бортовой шкалы времени. В состав хронизатора входят атомный стандарт частоты (три комплекта) и устройство формирования синхрочастот и шкал времени.
Первоначально прорабатывался вариант размещения двух передатчиков навигационного сигнала, излучающих в надир (для наземных пользователей и КА на низких орбитах) и в зенит (для КА на геостационарных орбитах). Однако в итоге остался лишь один «нижний» навигационно-временной комплекс. Это позволило снизить затраты на изготовление и без того дорогостоящей аппаратуры КА.
Формирователь навигационных радиосигналов включает в свой состав аппаратуру формирования навигационных сигналов, основная часть которой расположена в термоконтейнере, и антенно-фидерную систему, конструктивно представляющую собой решетку, состоящую из двух групп спиральных излучателей: центральной (четыре излучателя) и периферийной кольцевой (восемь излучателей на кольце диаметром 850 мм).
Для каждого КА предусмотрено два режима применения: номинальный (штатный) и профилактический. В номинальном режиме НКА находится в составе орбитальной группировки и излучает навигационные сигналы. В профилактическом режиме НКА выводится из группировки для проведения профилактических работ по обслуживанию бортовых систем.
КА «Ураган» используют активную трехосную систему ориентации с управляющими маховиками и реактивной системой разгрузки. В состав системы ориентации входят чувствительные (блок измерения угловых скоростей, приборы ориентации на Землю и Солнце, приборы солнечной ориентации по каналу рыскания, магнитометры) и исполнительные (электромеханический исполнительный орган, привод вращения панелей солнечных батарей, электромагнитные устройства, стабилизирующий маховик, двигательная установка, блок управления) элементы. Система ориентации и стабилизации работает в следующих режимах:
успокоения;
начальной ориентации на Солнце;
закрутки вокруг поперечной оси;
начальной ориентации на Землю;
ориентации на Землю;
ориентации при проведении коррекции.
Для ориентации на центр Земли в системе используются прибор на основе инфракрасного построения местной вертикали. Погрешность ориентации на центр Земли не хуже трёх градусов, а отклонение нормали к поверхности солнечной батареи от направления на Солнце — не более пяти градусов. Для минимизации возмущений на движение центра масс спутника разгрузка двигателей маховиков производится с помощью магнитопровода.
В качестве исполнительного органа при осуществлении успокоения и стабилизации спутника во время выдачи импульса коррекции используется двигательная установка. Режим успокоения, в результате которого происходит гашение угловых скоростей, включается в зоне радиовидимости отдельных командно-измерительных комплексов.
В режиме начальной ориентации на Солнце осуществляется разворот спутника относительно продольной оси с помощью управляющих двигателей-маховиков до появления Солнца в поле зрения прибора ориентации на Солнце, который установлен на панели солнечных батарей.
Режим ориентации на Землю начинается из положения ориентации на Солнце путем разворота спутника с помощью двигателей-маховиков вдоль оси, ориентированной на Солнце, до появления Земли в поле зрения прибора ориентации на центр Земли. В штатном режиме обеспечивается ориентация оси спутника вместе с антеннами на центр Земли с помощью управляющих двигателей-маховиков по сигналам с приборов ориентации на центр Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце путем разворота спутника вместе с солнечными батареями с помощью управляющего двигателя-маховика по одному каналу и разворотов панелей батарей относительно корпуса спутника с помощью привода вращения солнечных батарей по другому каналу по сигналам приборов ориентации на Солнце.
В режиме ориентации перед проведением коррекции и стабилизации спутника во время выдачи импульса коррекции отслеживание ориентации на Солнце не производится. Система коррекции обеспечивает приведение спутника в заданное положение в плоскости орбиты и его удержание в данных пределах по аргументу широты. Система включает двигательную установку и блок управления ей. Двигательная установка состоит из 24 двигателей ориентации с тягой 10 г (в двух симметричных блоках) и двух двигателей коррекции с тягой 500 г.
Система терморегулирования обеспечивает необходимый тепловой режим спутника. Регулирование тепла, отводимого из термоконтейнера, осуществляется жалюзи, которые открывают или закрывают радиационную поверхность в зависимости от температуры газа. Отвод тепла от приборов осуществляется циркулирующим газом с помощью вентилятора.
Система электроснабжения включает солнечные батареи, аккумуляторные батареи, блок автоматики и стабилизации напряжения. Начальная мощность солнечных батарей — 1600 Вт, площадь — 17,5 м2. При прохождении спутником теневых участков Земли и Луны питание бортовых систем осуществляется за счет никель-кадмиевых аккумуляторных батарей. Их разрядная емкость составляет 70 ампер-часов. Для обеспечения надежности на спутнике устанавливаются по два или по три комплекта основных бортовых систем.