Платформа связи

   Основное направление в создании средств выведения унифицированной космической платформы было утверждено Советом Главных конструкторов в декабре 1989 г. Планировалось, что НПО "Энергия" сможет максимально использовать научно–технический и производственный заделы, образованные при создании транспортной системы "Энергия"–"Буран". Задача создания спутниковых систем связи считалась одной из задач конверсии.
   В соответствии с этими предпосылками в технических предложениях были рассмотрены возможные системы спутниковой связи с использованием ракетно–космической системы в составе космической части и ракеты–носителя "Энергия".
   Штатная "Энергия" использовалась практически без доработок.
   Космическая часть состояла из грузового транспортного контейнера, а также орбитального блока, который, в свою очередь, состоял из ракетной части и космического аппарата.
   Космический аппарат, являющийся элементом космического сегмента, состоял из унифицированной космической платформы со всеми необходимыми служебными системами и бортового целевого комплекса.
   Был поставлен срок осуществления программы создания космической платформы связи. Он определялся, с одной стороны, ограничениями, связанными с истечением гарантийных сроков хранения готовой ракеты 2Л. Идеологами этой программы ставилась задача, которая поддерживалась министерством, использовать уже изготовленный носитель. Планируя пуск ракеты 2Л в 1989–1990 гг. с выводом на орбиту двух спутников, мы знали и понимали состояние ракеты, ее возможности, но этот вариант не устраивал наших руководителей. Этот вариант был "слишком реален". Погнали зайца дальше… Решением нового Генерального конструктора НПО "Энергия" в сентябре 1989 г. работы по подготовке пуска ракеты 2Л с групповым выведением космических аппаратов были прекращены. Ракета 2Л переориентировалась на запуск универсальной космической платформы. Управление министерства потирало руки: одна "бредовая" идея задушена руками самих же конструкторов, и внутри своей организации, с помощью нового Генерального конструктора. К принятию этого решения апологеты двигались давно… При этом забывалась еще одна необходимость в немедленном пуске 2Л. По задумке разработчиков "Энергии", этот пуск давал возможность сохранить осуществление хотя бы еще одного "холостого" старта ракеты до начала пилотируемой программы, с целью подтверждения надежности.
   Идеологи новой программы попали в капкан своего решения. Теперь они были вынуждены обозначить рубеж по срокам реализации программы - запланировали предельный срок начала летных испытаний не позднее конца 1992 г. Разработка платформы и ракетной части должна была уложиться в три года. Эти же сроки устанавливались и для космической части. Правда, по космической части структура систем, как это всегда бывает в скороспешной новой разработке, диалектизировалась, приспосабливалась к ситуации в составе общей программы. С первого пуска, уже с самого начала, ориентировались на структуру "первого этапа" разработки системы. Улетел же первый экземпляр "Мира" в неполной комплектации - его дооснастили на орбите, и это не умалило его качеств - зато уложились в срок…
   Что касается статистического подтверждения надежности ракеты перед пилотируемыми пусками, идеологи, видимо, имели резервные решения. Таким образом, рубеж был установлен - далее началась "героическая" атака разработчиков.
   По ракетной части проекта главным был вопрос выбора варианта разгонного блока. Первым был тот самый "Смерч". Несмотря на обязательства разработчиков двигателя РО–95 начать уже через два года огневые стендовые испытания, идеологи, с подачи наработанной министерством информации о "реальных" возможностях КБХА - автора двигателя, декларировали, что создать такой двигатель в заявленные сроки невозможно. И к тому же, доработать стартовую позицию под заправку блока водородом трудно… (А кислородом?)
   РО–95, как некая "вольнодумная" система, отбрасывалась сходу. Завершилась борьба прошлых лет за перспективную конструкцию кавалерийским ударом нового Генерального конструктора. Главное управление рукоплескало… А ведь только этот блок кардинально решал проблему вывода 18 т на геостационарную орбиту простым и надежным путем, с резервом энергетики! На этом решения не останавливались. Уродливый двигатель 11Д56УА был канонизирован.
   При этом, как заявили идеологи новой платформы, анализ летных испытаний аналогичных по назначению космических разгонных блоков показал, что при традиционных программах наземной отработки надежность нового блока на начало летных испытаний низкая - на уровне 0,7 - из–за специфики работы блока в невесомости. Что это за "традиционная" отработка, которая давала надежность только 0,7, - это было ясно только идеологам. Они двигались к другому решению.
   Разработчиками был проведен сравнительный анализ вариантов разгонных блоков по доставке полезного груза на геостационарную орбиту в грузовом транспортном контейнере ракеты–носителя "Энергия". При оценке возможностей вариантов разгонных блоков, приняв за основу классическую схему выведения, убедились в эффективности кислородно–водородного варианта разгонного блока "Смерч" - 14С40. Рассматривались варианты: 14С40, один блок 11С86, один блок 11С86 с блоком 11С824М, один блок 11С86 и два блока 11С824М, один блок 11С86 и три блока 11С824М и вариант блока ДМ с дополнительными баками. Характеристическая скорость составила соответственно 5000, 4960, 4970, 4985, 5010, 5005 м/с, стартовая масса блоков составляла соответственно 93, 20,3, 42, 63, 84 и 92,5 т. Выводимая на геостационар масса полезного груза составила 18 т в варианте разгонного блока 14С40, 2,3, 6,2, 10,1, 13,8 т в различных сочетаниях серийных разгонных блоков и 13,4 т - с применением разгонного блока ДМ с дополнительными баками. Эти цифры были предельными.
   После рассмотрения большого количества вариантов разгонных блоков на разных топливах для первого этапа испытаний была выбрана, как докладывали идеологи, ракетная часть, состоящая из двух блоков с одинаковыми модульными частями, соединенными силовыми отсеками на базе двигательной установки существующего блока ДМ с кислородно–углеводородным горючим в качестве топлива. Этот выбор обосновывался следующими факторами:
- выбранная из рассмотренных вариантов схема обеспечивает наибольший вес космического аппарата;
- учитывая большой объем успешных испытаний прототипа, ракетная часть обеспечит надежность выполнения задачи 0,98. При этом предусматривается использовать без доработок все наиболее ответственные элементы, двигатель, арматуру, тракт низкокипящего окислителя со штатным днищем, конструкционные материалы, а также отлаженную производственную базу для этих элементов;
- изготовление блока предлагалось организовать на заводе им. Хруничева, изготовление грузового контейнера с обеспечением готовности ракетной части орбитального блока к летным испытаниям в конце 1992 - начале 1993 г. - на заводе "Прогресс".
   На втором этапе эксплуатации космической части для увеличения эффективности космического аппарата предусматривалось использование кислородно–водородного блока, позволяющего при унифицированной платформе почти в 1,5 раза увеличить вес бортового комплекса.
   С целью уменьшения стоимости разработки и повышения надежности космической части для всех типов разгонных блоков и космических аппаратов предусматривалась унификация располагаемой на космическом аппарате системы управления ракетной части и грузового транспортного контейнера, системы заправки кислородом на старте, крепления универсальной платформы к блоку Ц и ракетному блоку.
   В технических предложениях были рассмотрены три схемы полета:
- "прямая", с максимальным удалением от Земли на 36 тыс. км и временем выведения до суток;
- биэллиптическая, с удалением до 300 тыс. км и временем полета до 7 суток;
- с использованием гравитационного поля Луны при ее облете и временем выведения 7–10 суток.
   При использовании кислородно–керосинового двигателя, в зависимости от схемы выведения, обеспечивается вес космического аппарата для носителя "Энергия" 2Л 13,4–15,2 т., а для штатного носителя ("Энергия" с 8Л) - 16–18 т.
   При использовании кислородно–водородного двигателя вес космического аппарата составил бы для штатного носителя в зависимости от схемы полета от 21 до 22,8 т.
   На основе этих проектных заготовок предлагалось:
- осуществить в конце 1992 – начале 1993 г. запуск экспериментальной космической платформы с комплексированным бортовым целевым комплексом для телефонизации и телевидения при суммарном весе аппарата 13–15 т. Для запуска использовать ракету–носитель "Энергия" 2Л и ракетную часть на базе кислородно–углеводородного двигателя;
- развернуть спутниковую систему связи первого этапа в 1994–1995 гг. для телефонизации страны на базе космических аппаратов весом 16–18 т;
- начиная с 1996 г., использовать в системе связи аппараты повышенной эффективности весом 21–23 т, выводимые с помощью кислородно–водородной ракетной части орбитального блока.
   Разработчики космической платформы заявляли о том, что, несмотря на сильнейшее отставание нашей страны в области техники связи и информатизации, есть реальные возможности, используя нашу космическую технику и новейшую технологию, сделать качественный рывок по выходу нашего общества на новый уровень телефонизации, многопрограммного телевизионного вещания, непосредственного теле– и радиовещания, связи с подвижными средствами и оказанию услуг связи, которые сегодня предоставляются в развитых странах. Особенно бедственное положение у нас в сельской местности.
   Начало практической реализации этого проекта возможно не в XXI, а еще в XX веке. Начинать могли буквально с 1993 г. при условии, что космическая техника будет прочно опираться на адекватную наземную структуру.
   Разработано было много интересных альтернативных вариантов бортового вычислительного комплекса, из которых в ближайшее время необходимо было выбрать наиболее эффективный. Выявлено было множество научных, технических и организационных проблем, из которых выделены следующие:
- создать за три года информационные системы полезных нагрузок;
- добиться для штатного варианта космического аппарата десятилетнего срока жизнедеятельности систем (достигнутый срок активной жизни составлял 3 года).
   Перспективные системы США уже достигли срока активной жизни в 10 лет. Планировалось разработчиками добиваться пятилетнего активного существования первого экспериментального аппарата, а далее стремиться к десятилетнему сроку.
   На платформе предполагалось создать электростанцию, которая должна была в первое время вырабатывать мощность до 20 кВт, а в дальнейшем еще и увеличить производительность.
   Американцы еще в конце 70–х годов рассматривали вопрос о тяжелых космических платформах. В 1981 г. они доказали, что на базе шести тяжелых платформ можно создать систему связи, которая удовлетворяла бы запросам всего мира по связи.
   Из–за ограничений по массе и энергетике в настоящее время не обеспечивается межспутниковая связь ни у нас, ни на Западе. Универсальная космическая платформа была в состоянии реализовать такую возможность.
   По американским оценкам, шесть тяжелых платформ общей стоимостью 2,5 млрд. долл. могут заменить собой 124 спутника связи обычного типа общей стоимостью 8 млрд. долл. Здесь, как объясняли разработчики, действует принцип перекачки и веса, и сложности, и стоимости с Земли в космос. На Земле все должно быть дешево и доступно. Были разработаны технические предложения, в которых для обеспечения срока существования в 10 лет, проектировалось резервирование систем.
   Следует отметить, что впервые предлагалось использовать на космическом аппарате электрореактивную двигательную установку.
   Служебные системы космической платформы предлагалось использовать из числа существующих, с соответствующей модернизацией, которая позволит увеличить надежность и обеспечить должный срок активного существования.
   Из восьми предложенных вариантов комплексов аппаратуры до января 1990 г. необходимо было выбрать наиболее оптимальный. На разработку и создание космической платформы, обеспечивающей телефонную связь, необходимо было затратить 800 млн. руб. Если вслед за этим сделать по одному пуску, в 1994 и 1995 гг., приближаясь к специализированной системе связи, то общие затраты составили бы 2 млрд. руб. Это - на весь космический сегмент с наземным комплексом, но без наземной сети связи. Параллельно необходимо было разработать наземные средства связи.
   Решение Совета главных я не подписал, выразив свое мнение Генеральному конструктору письменно. Особое мнение было по разгонному блоку и ракете. В эскизном проекте, по сути, декларативно принималось решение о необходимости применения системы кислородно–циклиновых блоков, базируясь на меньшей степени технического риска в создании транспортной системы. Однако никаких материалов в подтверждение не разработано. Решение, по моей оценке, не обосновано. Объявляя разгонный блок кислородно–водородного варианта штатным, предлагая его применение в 1995 г. вопреки данным, решением Совета главных конструкторов по выбору двигателя принят переход на двигатель с характеристиками уровня 1960 г., что несовместимо с перспективами применения транспортного варианта "Энергии".
   Особое мнение не было учтено Генеральным конструктором в связи с тем, что "это мнение не было высказано на Совете". На Совете я не выступал по нескольким причинам. Главным вопросом этого Совета был вопрос становления универсальной космической платформы, которую мы поддерживали всеми силами, и в этой связи выступление могло прозвучать, как сомнение. Из двухсот участников Совета специалистами по двигателям и разгонным блокам были человек 15–20. Разве можно было надеяться на основательное обсуждение "мелкого", по сравнению с поднятой проблемой, вопроса, тем более, что на этой "мелочи" основывалась идея уже готовых транспортных средств и принятие решения по ходу голосования было бы, естественно, неприемлемым.
   Позднее были разработаны конструкторские материалы по разгонному блоку для платформы связи. Блок получил наименование "разгонный блок 204ГК", он является универсальным средством выведения тяжелых космических аппаратов с промежуточной орбиты на высокоэнергетические околоземные орбиты, орбиты искусственного спутника Луны и на траекторию полета к Марсу, Венере и другим планетам Солнечной системы.
   Первоочередной задачей 204ГК является обеспечение выведения на геостационарные (околостационарные) орбиты космических аппаратов, создаваемых на базе унифицированной космической платформы и предназначенных для решения целевых задач, включая задачи телефонизации, непосредственного теле– и радиовещания в составе комплексных информационных систем.
   Разработка разгонного блока 204ГК проводилась с учетом необходимости выполнения следующих требований:
- масса выводимого на геостационарную орбиту космического аппарата должна составлять от 13 до 17,6 т при массе, выводимой на промежуточную орбиту, от 101,2 до 104,2 т.;
- надежность разгонного блока должна обеспечивать выведение целевого космического аппарата, начиная с первого пуска при летных испытаниях;
- создание разгонного блока в 1992 г.
   Для выполнения вышеперечисленных требований при разработке разгонного блока приняты следующие принципиальные решения:
- двухступенчатая схема разгонного блока с максимальной унификацией блоков 10Р и 20Р;
- разработка двигательной установки разгонного блока с максимальным использованием элементов двигательной установки блока 11С861, включая двигатель 11Д58М;
- возможность использования, наряду с принятой прямой схемой выведения на геостационарную орбиту, энергетически оптимальных схем выведения (биэллиптической схемы и схемы с использованием гравитационных сил Луны);
- глубокое интегрирование систем космического аппарата и разгонного блока, заключающееся в использовании части аппаратуры бортового комплекса управления, бортовой измерительной системы, системы энергоснабжения и радиосистем, установленных на унифицированной космической платформе для решения задачи управления разгонным блоком, передачи телеметрической информации, приема командной информации на борт разгонного блока и для обеспечения электроснабжения систем разгонного блока.
   Блок 204ГК - двухступенчатый, состоящий из двух базовых блоков (модулей) и силовой каркасной конструкции.
   Каркасная конструкция, состоящая из четырех отсеков, выполняет двойную функцию:
- служит силовым элементом для крепления унифицированной космической платформы и модулей разгонных блоков в грузовом транспортном контейнере;
- обеспечивает защиту баков, двигателей, арматуры, элементов пневмогидросхемы, аппаратуры и разгонных блоков от внешних воздействий (скоростного напора) после сброса грузового транспортного контейнера.
   В состав каждой их двух частей блока 204ГК входит базовый блок и два каркасных отсека, составляющие соответственно блок 10Р и блок 20Р.
   Для ускорения процесса разработки и создания было принято, что модули обоих блоков должны быть максимально унифицированы между собой и с прототипом (11С861). За основу конструктивной схемы блока 10Р (20Р) взята схема блока 11С861.
   Кроме того, принято решение использовать двигатель 11Д58М с расходными магистралями и фрагментами баков окислителя и горючего с заборными устройствами с блока 11С861 на проектируемом блоке без изменения. Это позволяет отказаться от разработок нового двигателя, а также значительно уменьшить объем отработки базовых блоков в части элементов пневмогидросхемы.
   Единственньм существенным изменением по сравнению с прототипом является удлинение в направлении продольной оси блока расходного трубопровода окислителя на 350 мм. Это вызвано необходимостью установки на нем дополнительно сильфона и двух карданов для восприятия поперечных и продольных смещений входного фланца на кислородном баке.
   Удлинение расходного трубопровода окислителя привело к соответствующему смещению двигателя вдоль продольной оси блока, что вызвало необходимость введения дополнительного переходного силового узла со строительной высотой 350 мм между привалочной плоскостью двигателя и фермой подвески двигателя к модулю.
   В состав разгонного блока 204ГК входят:
- блок первой ступени (10Р), предназначенный для выведения полезного груза с промежуточной орбиты на разгонную;
- блок второй ступени (20Р), предназначенный для выведения с разгонной орбиты на стационарную;
- система управления;
- система бортовых измерений.
   При отделении блока 10Р вместе с ним отделяется и цилиндрический отсек блока 20Р. Конический опорный отсек блока 10Р сбрасывается вместе с силовым кольцом грузового транспортного контейнера. Разделение осуществляется по верхнему шпангоуту этого отсека при срабатывании пирозамков и пневмотолкателей.
   Ракета–носитель "Энергия", как писали разработчики, с кислородно–водородным разгонным блоком 204ГК и грузовым транспортным контейнером используется для доставки на геостационарную орбиту космических аппаратов на базе универсальной космической платформы для развертывания интегрированной спутниковой информационной системы. Грузовой транспортный контейнер, защищающий космические аппараты и разгонные блоки от действия скоростного напора, позволяет размещать в нем объекты объемом до 1000 м3 и массой до 95 т.
   При выведении на геостационарную орбиту по схеме с использованием гравитационного поля Луны в качестве отлетной орбиты рассматривалась орбита с параметрами 690 х 470 000 км.
   Высота апогея, долгота восходящего узла и аргумент перигея отлетной орбиты выбирался в зависимости от возможной даты старта - 1–2 раза в месяц, для обеспечения необходимых параметров подлетной орбиты, получающейся после облета Луны.
   После выведения орбитального блока на опорную орбиту блок может находиться на ней несколько витков (до суток), в зависимости от даты старта.
   Импульс перехода на отлетную орбиту отрабатывается за два включения с целью уменьшения гравитационных потерь. После отработки первой части импульса вторым включением маршевого двигателя в районе узла (восходящего или нисходящего, в зависимости от даты старта) опорной орбиты орбитальный блок переходит на промежуточную орбиту с параметрами 470 х 8800 км и периодом 3 ч 12 мин.
   Третьим включением маршевого двигателя разгонного блока через виток получившейся промежуточной орбиты орбитальный блок переводится на отлетную орбиту. После облета Луны под действием ее гравитационного поля орбитальный блок переходит на подлетную к Земле орбиту.
   Четвертое включение маршевого двигателя разгонного блока (не считая включений, необходимых для проведения коррекций) проводится в районе перигея подлетной орбиты - и орбитальный блок переводится на геостационарную орбиту.
   Время выведения по данной схеме после выхода на отлетную орбиту составит 7–8 суток. Энергетические затраты выведения по данной схеме определяются расстоянием от Земли до Луны в момент облета и минимальной высотой полета у Луны.
   Поскольку наклонение геостационарной орбиты равно нулю, рассматривать данную схему выведения можно только при прохождении Луной восходящего или нисходящего узла своей орбиты, то есть два раза в месяц.
   Схема выведения с облетом Луны требует обеспечения измерений траектории и выдачи команд на расстоянии до 300–460 тыс. км. В связи с большим количеством коррекций требуется более напряженная работа наземного комплекса управления при управлении полетом. Кроме того, невозможность проведения старта в заданное время в лунной схеме и проведение его на следующий день требует увеличения энергетики ракетной части.
   Журнал "Авиэйшн уик энд спейс текнолоджи" по поводу проекта тяжелой телекоммуникационной платформы высказал мнение о связанности судеб тяжелой ракеты–носителя "Энергия" и крупного космического конструкторского бюро НПО "Энергия".
   На геостационарную орбиту планируется запуск трех телекоммуникационных платформ массой 18,1 т, который при удовлетворительном финансировании разработки мог бы быть осуществлен в период с 1994 по 1997 гг. Каждый аппарат должен иметь солнечные батареи размахом в несколько десятков метров и нести ряд систем связи, позволяющих:
- вести телефонную связь с использованием ста тысяч дуплексных каналов;
- проводить телевизионное вещание с использованием 10–12 каналов;
- обеспечить связь с движущимися объектами, используя на каждой платформе, по крайней мере, 700 каналов для мобильной связи;
- вести передачу экологических, метеорологических и других данных, связывая воедино более ста тысяч небольших наземных передатчиков.
   По утверждению разработчиков, платформы могли бы заменить 40–50 небольших советских спутников связи. Срок эксплуатации этого аппарата - 10 лет, тогда как лишь немногие другие ранее запущенные космические аппараты имели столь длительный срок службы на орбите. Главный конструктор советских спутников связи М.Ф.Решетнев, руководитель разработок спутниковых аппаратов "Молния", "Радуга", "Горизонт" и "Экран", осуществленных НПО прикладной механики в Красноярске, считает, что затраты на создание такого космического комплекса не окупятся.
   По утверждению журнала, многие представители мировой космонавтики считают, что большие проекты такого рода являются результатом нереального подхода к маркетингу. Стремление советских специалистов сохранить свои разработки больших ракетных систем, судя по материалам, их не волнует.
   "После запуска "Энергии" началась широкая реклама идеи "царя–спутника" - восемнадцатитонной платформы",- так началась очередная кампания травли этого направления советской прессой. Кому–то вдруг показалось в новинку, что 100 т, вынесенные "Энергией" - это не "рекорд": американская ракета–носитель "Сатурн 5" выводила на околоземную орбиту 139 т, да еще в конце 60–х годов, и что стоит рождение "Энергии"–"Бурана" более 14 миллиардов, и что предприятия, изготавливающие аппаратуру для спутников связи, выпускают за год только около двух тонн такой техники и не более, и что аппаратура эта - никудышная, из–за чего спутник связи живет на орбите не более 5–6 лет, и что легкий спутник (до двух тонн) легко заменить на высоте 36 000 км, и что не успели построить на Земле сеть уже устаревшей телефоноприемной аппаратуры - надо раскручивать новую, и что аппаратура дорогая, и что вообще этот "царь–спутник" противоречит нормам Международного союза электросвязи, и что международная тенденция не в развитии объема бортовой аппаратуры, а в совершенствовании ее, и так далее. Слов и путаницы не занимать.
   Резюме прессы: обойдемся старыми системами связи, будем строить автоматические телефонные станции и прокладывать по Земле кабельные каналы или запускать имеющиеся спутники связи.
   Забегая вперед, чтобы больше не возвращаться к этой эпопее стационарной платформы, надо огорчить всех - могли бы иметь отличную связь и из любой точки, где бы ни находились, но проект задушат. Из–за недостатка финансирования не будет ни одного разгонного блока. Хотя та "городильня", которая держалась на кавалерийских решениях, сложна и далека от той, которую бы надо было иметь, но даже она, пусть на первом этапе, решала проблему. Жаль погасшие возможности связи…


Далее...