НАЧАЛО МЕЖДУНАРОДНОГО КОСМИЧЕСКОГО СТРОИТЕЛЬСТВА

«Заря» на орбите

А.Владимиров. «Новости космонавтики»

20 ноября 1998 г. в 09:40:00.006 ДМВ (06:40:00 UTC) с 23-й (левой) пусковой установки 81-й площадки 5-го Государственного испытательного космодрома Байконур совместными боевыми расчетами 2-го Центра испытаний и применения космических средств РВСН и ГКНПЦ им. Хруничева произведен пуск РН «Протон-К» (8К82К, серия 395-01) с Функционально-грузовым блоком «Заря» (изделие 77КМ №17501) Международной космической станции.

В 09:49:47.20 ДМВ «Заря» была отделена от 3-й ступени ракеты-носителя и вышла на орбиту, близкую к расчетной (номинальные параметры орбиты даны в скобках):

– наклонение орбиты – 51.6171° (51.6217±0.025);

– минимальное расстояние от поверхности Земли – 184.3 км (185.2±6);

– максимальное расстояние от поверхности Земли – 362.2 км (354.5±15);

– период обращения – 89.6739 мин (89.6072±0.0667).

Запуск был произведен с прицеливанием по азимуту 61°16˝58´ из точки с координатами 46°04˝26´ с.ш., 62°58˝42´ в.д. Масса РН вместе с полезным грузом на момент TКП составила около 697.9 тонн.

В каталоге космических объектов Космического командования (КК) США ФГБ получил номер 25544 и международное регистрационное обозначение 1998-067A.

Что такое ФГБ?

Как это начиналось

Ю.Журавин. «Новости космонавтики»

Модуль 77КМ №17501 «Заря» разработан и изготовлен в Государственном космическом научно-производственном центре имени М.В.Хруничева. Он является первым элементом Международной космической станции, и с его запуском начинается этап развертывания МКС (1998-2004 гг.).

Модуль «Заря» более известен по своему техническому названию – Функционально-грузовой блок (ФГБ). Его имя собственное – «Заря» – было официально объявлено лишь 2 июля 1998 года. Оно символизирует начало нового этапа сотрудничества в космических полетах – строительства Международной космической станции.

Согласно межправительственному соглашению стран – партнеров по МКС, подписанному 29 января 1998 г., модуль «Заря» является американским элементом станции, хотя и изготовлен в России и запущен на средства России. В официальном графике сборки МКС этот запуск имеет обозначение 1A/R, то есть первый американо-российский запуск.

Участие России в программе МКС началось в апреле 1993 г. Тогда РКК «Энергия» вышло через РКА с предложением об объединении проектов станций «Мир-2» и Freedom в единый проект. В августе 1993 г. в США была выработана «концепция российского вклада» в программу и определена конфигурация объединенной станции. Развертывание МКС должно было начаться с запуска российского Базового блока 17КС №12801, названного Служебным модулем.

На основании этих решений в начале сентября 1993 г. было подписано Межправительственное соглашение об участии России в создании МКС и об участии США в российской программе «Мир». В том же месяце группа специалистов из NASA и промышленных фирм посетила Центр Хруничева для ознакомления с его возможностями по участию в программе МКС. Тогда роль Центра сводилась лишь к функции субподрядчика при изготовлении Служебного модуля. Все остальные элементы станции должны были быть разработаны и изготовлены в «Энергии». Однако такое положение вещей, видимо, не устраивало ГКНПЦ. Поэтому в сентябре генеральный директор Центра Хруничева Анатолий Киселев поставил своим подчиненным задачу разработать новою концепцию развертывания станции.

4 октября 1993 г., в тот самый день, когда правительственные войска в Москве расстреливали из танков мятежный Белый дом, в РКА проходило совещание с участием большого числа представителей «Энергии», NASA и Boeing.

От Центра Хруничева на совещании присутствовал один Сергей Шаевич. Он и предложил начать развертывание МКС с запуска элемента, обеспечивающего поддержание орбиты станции, электроснабжение, хранение больших запасов топлива и полезных грузов, интерфейсы между американскими и российскими модулями. Создать такой элемент предлагалось на базе Транспортного корабля снабжения 11Ф72 и модулей станции «Мир» 77-й серии. Шаевич апеллировал к более чем 20-летнему опыту Центра Хруничева в создании транспортных кораблей, орбитальных станций и модулей.

Американская сторона, еще в сентябре проинформированная о таком варианте, поддержала его. Но в связи с возражениями представителей «Энергии» против такого сценария строительства МКС РКА отказалось включить модуль в состав российской части станции. Тогда было решено, что Энергетический блок ФГБ (такое официальное наименование получил модуль) будет заказан Центру Хруничева по контракту с фирмой Lockheed, отвечавшей за создание энергетического блока для станции.

С этого момента начались работы по выработке детальных требований к ФГБ и интеграции его в состав МКС. Главным конструктором ФГБ в Центре Хруничева был назначен Эдуард Радченко, директором программы ФГБ/МКС – Сергей Шаевич.

23 июня 1994 г. в Вашингтоне Виктор Черномырдин и Альберт Гор подписали «Совместное заявление о сотрудничестве по Международной космической станции», а Юрий Коптев и Дэниел Голдин – «Временное соглашение по проведению работ, ведущих к российскому партнерству в Постоянной пилотируемой гражданской космической станции» и контракт на сумму в 400 млн $. В рамках этого контракта были выделены первые 25 млн $ на развертывание работ по ФГБ в Центре Хруничева.

В сентябре 1994 г. в NASA было принято решение о закупке ФГБ, и 18 октября 1994 г. было подписано письмо-контракт Центра Хруничева с фирмой Lockheed. Согласно ему был выплачен первый взнос в размере 17 млн $, и с декабря 1994 г. началось изготовление ФГБ.

5 февраля 1995 г. NASA и РКА подписали Протокол о вкладах сторон в обеспечение запуска первого модуля станции. В нем-то этот пуск и получил обозначение 1А/R (до этого – 1A). По данному протоколу NASA оплачивало изготовление и испытания ФГБ, а РКА предоставляло РН «Протон» для запуска ФГБ, тренажеры для подготовки экипажей для работы с ФГБ, обеспечивало управление полетом и обслуживание ФГБ в течение всего времени эксплуатации станции.

В феврале 1995 г. была наконец определена сумма контракта на закупку ФГБ в размере 215 млн $, включая выделенные ранее 25 млн $. Впоследствии NASA приняло решение о передаче этого контракта от фирмы Lockheed фирме Boeing – головной американской фирме по МКС.

В процессе создания ФГБ заказчиком (NASA/Boeing) были предложены две крупные модификации, которые существенно улучшили характеристики МКС на начальном этапе ее развертывания. Стоимость этих модификаций составила 35 млн $. Таким образом, общая сумма контракта с учетом доработок составила около 250 млн $.

Разработка, изготовление, испытания ФГБ выполнялись в соответствии с техническим заданием SSP50128, документом по объединенным стандартам SSP 50094, документом по контролю интерфейсов SSP 42121 и RVE-23.

К концу 1995 г. корпус ФГБ был изготовлен. Однако 9 декабря 1995 г. во время проведения испытания на герметичность часть корпуса была повреждена. Это повреждение затронуло внутреннее днище и элементы трех передних секций гермокорпуса. Повреждения были быстро исправлены, а к маю 1997 г. уже завершилась сборка модуля и начались его электрические испытания.

Работа по модулю проводилась в сложных условиях формирования конфигурации и требований к МКС и многочисленных изменений в них. Техническая сложность модуля характеризуется его функциональными возможностями и количеством технических требований, сформулированных американской и российской сторонами. Таких требований около 1100, треть из них претерпела изменения в процессе проектирования, изготовления и испытаний.

В мае 1997 г. Контрольным советом МКС с участием международных партнеров было принято решение о внесении изменений в техническое задание и модификации ряда систем, что потребовало значительных доработок документации, оборудования и программного обеспечения. Эти модификации позволили обеспечить стыковку американского Временного модуля управления ICM к модулю «Заря» с помощью шаттла, ориентацию МКС до полета 7А включительно, стыковку грузового корабля «Прогресс М» к боковому стыковочному агрегату модуля «Заря» и его электропитание, расширение возможностей по управлению движением модуля «Заря», дозаправку модуля «Заря» через нижний стыковочный модуль. Была увеличена с 5.7 до 6.1 т заправляемая масса топлива. Эти модификации обеспечили дополнительные резервные функции, которые расширят возможности МКС на ранних этапах развертывания.

Был проделан большой объем работ по подготовке технического и стартового комплексов, всей инфраструктуры к приему модуля и экспедиции, которая готовила модуль к запуску. Экипажи американских астронавтов и российских космонавтов провели тренировки на модуле «Заря», высказали ряд замечаний, которые были учтены в конструкции. Состоялось множество совместных технических совещаний с американскими специалистами по оценке соответствия модуля техническим требованиям, готовности технического и стартового комплексов.

Центр Хруничева разработал и изготовил в рамках программы ФГБ конструкторско-технологический макет, стендовые изделия для проведения экспериментальной отработки (для динамических испытаний, для холодных проливок, для отработки двигательной установки, для отработки антенно-фидерных устройств, для отработки солнечных батарей, для автономной отработки агрегатов, для отработки электроаппаратуры и интерфейсов между российским и американским сегментами), гидромакет для тренировки экипажа в условиях имитации невесомости в центрах подготовки космонавтов России и США, тренажер для тренировки экипажа. В создании модуля «Заря» в общей сложности участвовало около 240 российских и украинских предприятий.

Таким был первый элемент МКС в 1996 году. Корпус ФГБ на монтажной тележке в цехе Центра Хруничева

В работе над модулем «Заря» российским специалистам приходилось постоянно сталкиваться с вопросами, которые не приходилось решать ранее, например, с интеграцией в состав ФГБ оборудования и программно-математического обеспечения иностранных партнеров. Новой являлась и задача защиты разработок и технических решений Центра Хруничева на специальной комиссии по безопасности и надежности в Космическом центре имени Джонсона.

Особое место в работе занимали верификация контрольных требований технического задания на ФГБ и испытания стендовых изделий (для отработки двигательной установки и системы приема-передачи топлива), солнечных батарей, испытания на статическую, динамическую и циклическую прочность, испытания антенно-фидерных устройств.

С целью повышения надежности программы МКС в ГКНПЦ была изготовлена и испытана конструкция дублера ФГБ-2 (77КМ №17502). Таким образом, МКС была застрахована от всяких неожиданностей с первым модулем.

В январе 1998 г. ФГБ был отправлен на Байконур. Там прошла (с вынужденной паузой с мая по август) его заключительная подготовка к старту.

За время создания ФГБ неоднократно пересматривалась дата его запуска. По первоначальному графику от 1 ноября 1993 г. старт модуля намечался на май 1997 г. В июне 1994 г., с учетом оценки реальной возможности изготовления всех элементов МКС, срок запуска первого элемента был перенесен на 27 ноября 1997 г. Эта дата долгое время оставалась в силе, однако 15 мая 1997 г. из-за отставания работ над Служебным модулем старт ФГБ был перенесен на 30 июня 1998 г. Еще раз по той же причине срок старта первого элемента МКС был скорректирован 31 мая 1998 г. Именно тогда и была названа дата старта модуля, которую удалось реализовать, – 20 ноября 1998 г.

Назначение

Модуль «Заря» является многофункциональным космическим аппаратом, предназначенным для обеспечения работы как российских, так и американских элементов МКС.

В его функции, согласно техническому заданию, входят:

Ø поддержание орбиты и управление ориентацией МКС на стадиях 1А/R (полет одного модуля) и 2А (полет связки «Заря» + Unity);

Ø управление ориентацией МКС до полета 7А включительно (доставка Совместной шлюзовой камеры) в случае задержки до этого этапа запуска Служебного модуля и принятия решения о стыковке к МКС американского Модуля управления (Control Module) в полете 7А.1;

Ø «мягкая» стыковка с модулем Unity (Node 1) с помощью манипулятора шаттла в полете 2А;

Ø активная стыковка связки «Заря» + Unity со Служебным модулем;

Ø стыковка американских Временного модуля управления (ICM, Interim Control Module) и Модуля управления с помощью шаттла к осевому активному гибридному стыковочному агрегату ССВП-М модуля «Заря» вместо российского Служебного модуля;

Ø стыковка к боковому стыковочному агрегату ССВП модуля «Заря» кораблей типа «Союз ТМА», «Прогресс М» и -М1;

Ø электроснабжение МКС на начальном этапе сборки, в том числе кораблей типа «Союз ТМА», «Прогресс М» и -М1 на боковом стыковочном агрегате модуля «Заря»;

Ø прием, хранение и выдача топлива в составе объединенной пневмогидравлической системы, включающей Служебный модуль и транспортные корабли «Прогресс М» и -М1, пристыкованные к Служебному модулю. Прием топлива из «Прогрессов М» и -М1 на боковом стыковочном агрегате ССВП модуля «Заря»;

Ø поддержание частичных функций жизнеобеспечения;

Ø размещение хранилищ расходуемых материалов.

Базовая конструкция

Модуль 77КМ №17501 «Заря» создан с использованием материалов и комплектующих российского производства на базе тяжелой многоцелевой платформы (Функционально-грузовой блок 11Ф77), применявшейся на Транспортных кораблях снабжения 11Ф72 («Космос-929»,-1267, -1443, -1686) и успешно прошедшей испытания в составе орбитальных станций «Салют-6», -7 в 1981–87 гг. Позднее она была использована на специализированных модулях 77-й серии для Орбитального комплекса 27КС «Мир». В рамках модулей 77-й серии с 1989 по 1996 гг. в Центре Хруничева были изготовлены модули дооснащения 77КСД №17101 («Квант-2»), стыковочно-технологический 77КСТ №17201 («Кристалл»), оптический 77КСО №17301 («Спектр») и исследовательский экологический 77КСИ №17401 («Природа»).

Модуль «Заря» отличается высокой степенью преемственности систем, что повышает надежность его функционирования в процессе эксплуатации. Конструктивно-компоновочная схема модуля была выбрана исходя из основных требований к конструкции и компоновке, а также основываясь на опыте создания ТКС и модулей станции «Мир».

Модуль «Заря» имеет длину по корпусу 12561 мм, максимальный диаметр – 4100 мм (без учета выносных элементов конструкции), объем герметичного корпуса составляет 71.5 м³, самый большой – у модулей 77-й серии (у «Природы» – 65 м³). Длительность функционирования «Зари» на орбите составит не менее 15 лет.

Для выведения на орбиту модуля используется РН 8К82К «Протон-К» в трехступенчатой модификации (без разгонного блока).

Компоновка

Модуль «Заря» состоит из приборно-герметичного отсека (ПГО) и герметичного адаптера (ГА), разделенных днищем с люком диаметром 800 мм.

ПГО предназначен для размещения оборудования служебных систем, связанных с выполнением функций управления, систем обеспечения стыковки с элементами МКС, систем жизнеобеспечения, электроснабжения и научного оборудования.

Герметичный объем ПГО составляет 64.5 м³. Внутреннее пространство ПГО разделено на две зоны: приборную и жилую. В приборной зоне размещены блоки бортовых систем. Жилая зона предназначена для работы экипажа. В ней находятся элементы систем контроля и управления бортовым комплексом, а также аварийного оповещения и предупреждения. Приборная зона отделена от жилой зоны панелями интерьера. Объем для хранения грузов в ПГО – 6.7 м³. ПГО функционально разделен на три отсека: ПГО-2 – это коническая секция ФГБ, ПГО-3 – примыкающая к ГА цилиндрическая секция , ПГО-1 – цилиндрическая секция между ПГО-2 и ПГО-3.

1 – Активный стыковочный агрегат гибридный (АСА-Г); 2 – солнечный датчик Б-12 (4 шт); 3 – антенна системы «Курс-А» раскрывающаяся (АС-ВКА); 4 – двигатели причаливания и стабилизации ДПС (11Д458) №№ 5-6, 15-17 и двигатели точной стабилизации ДТС (17Д58Э) №№29-30, 33-34; 5 – двигатели коррекции и стыковки ДКС (11Д442) №38; 6 – панель солнечной батареи; 7 – бак окислителя низкого давления №2 (БНДО2); 8 – бак горючего высокого давления (БВДГ); 9 – антенна №7 радиотелеметрической системы БР-9ЦУ-8 (АД-18-7); 10 – антенна системы «Компарус» №2 (А1-798А-2); 11 – антенна №2 системы «Курс-А» раскрывающаяся (АКР-ВКА); 12 – бак горючего высокого давления №4 (ТБГ4) запасной; 13 – бак окислителя высокого давления №2 (ТБО2) запасной; 14 – привод солнечной батареи; 15 – телевизионная антенна (АД-17-1); 16 – антенна системы ТОРУ (АМ-1) раскрывающаяся; 17 – защитный экран; 18 – мишени; 19 – телевизионная камера (А3); 20 – стыковочная мишень; 21 – стыковочно-такелажный узел (EFGF); 22 – антенна ТОРУ; 23 – солнечный датчик Б-12 (4 шт); 24 – агрегат стыковки периферийный пассивный (АСП-П); 25 – антенна системы «Курс-П» (2АР-ВКА) раскрывающаяся; 26 – антенна системы «Курс-П» (АР-ВКА) раскрывающаяся; 27 – агрегат стыковки пассивный боковой (АСП-Б); 28 – блок двигателей ДПС (11Д458) №№9-11, 39-40; 29 – телевизионная камера (А2); 30 – антенна системы «Курс-П» (4АО-ВКА) неподвижная; 31 – антенна №4 системы «Курс-А» (АКР-ВКА) неподвижная; 32 – телевизионная антенна (АД-17-2); 34 – бак окислителя высокого давления №1 (ТБО1) запасной; 33 – бак горючего высокого давления №3 (ТБГ3) запасной; 35 – бак окислителя низкого давления №1 (БНДО1); 36 – бак горючего низкого давления №3 (БНДГ3); 37 – антенна системы «Компарус» №1 (А1-798А-1); 38 – антенна №8 радиотелеметрической системы БР-9ЦУ-8 (АД-18-8); 39 – прибор ориентации на Землю (ПОЗ) 4 шт.; 40 – антенна системы «Сириус» (АМ-67-1); 41 – антенна системы измерения текущих навигационных параметров 38Г6 (АС-11) 2 шт; 42 – двигатель коррекции и сближения ДКС (11Д442) №37; 43 – антенна системы «Курс-А» (2АСФ1М-ВКА) раскрывающаяся; 44 – антенна системы «Курс-А» (2АО-ВКА №1) раскрывающаяся; 45 – панели «Компласт»; 46 – ДПС (11Д458) №№ 7-8, 18-20 и ДТС (17Д58Э) №№31-32, 35-36; 47 – поручень, установлен Дж.Россом и Д.Ньюманом; 48 – антенна системы «Сириус» (АМ-67-2); 49 – антенна №5 радиотелеметрической системы БР-9ЦУ-8 (АД-18-5); 50 – бак горючего низкого давления №1 (БНДГ1); 51 – бак окислителя низкого давления №3 (БНДО3); 52 – бак горючего высокого давления №1 (ТБГ1) запасной; 53 – бак окислителя высокого давления №3 (ТБО3) запасной; 54 – насос компонентов топлива; 55 – антенна №3 системы «Курс-А» раскрывающаяся (АКР-ВКА); 56 – блок двигателей ДПС (11Д458) №№12-14, 41-42; 57 – антенна системы «Курс-П» 4АО-ВКА неподвижная; 58 – панель радиаторов; 59 – бак окислителя высокого давления №4 (ТБО4) запасной; 60 – бак горючего высокого давления №2 (ТБГ2) запасной; 61 – бак окислителя низкого давления (БНДО); 62 – бак горючего низкого давления №2 (БНДГ2); 63 – антенна №6 радиотелеметрической системы БР-9ЦУ-8 (АД-18-6); 64 – антенна №1 системы «Курс-А» раскрывающаяся (АКР-ВКА); 65 – телевизионная антенна (А1).

Основой конструкции всех отсеков является единый сварной герметичный корпус. Внутри гермокорпуса установлен каркас интерьера, на котором размещено оборудование, в состав которого входят блоки служебных систем и систем, обеспечивающих работу модуля «Заря» в составе МКС, как связующего элемента между российским и американским сегментами станции. Герметичный корпус – сварной, выполнен из алюминиево-магниевого сплава АМг-6М.

Сферическое днище ПГО имеет кольцевое утолщение для установки ГА. Заднее коническое днище снабжено посадочным местом для установки стыковочного агрегата. К гермокорпусу ПГО приварены змеевики системы обеспечения теплового режима (СОТР).

Внутри герметичного корпуса установлен каркас интерьера. На нем размещено оборудование, для работы которого необходимы герметичные условия. В состав этого оборудования входят блоки служебных систем и научной аппаратуры.

Первым после гибридного стыковочного узла «Зари» идет ПГО-2, состоящий из конического днища и конической обечайки, соединенных шпангоутом диаметром 4100 мм. Здесь размещаются в основном приборы и агрегаты системы станционного борта. На «полу» конического днища ПГО сразу за переходным люком расположен пост управления модулем с рабочим местом оператора, аппаратура системы управления бортовым комплексом (СУБК) и аппаратура телеоператорного режима стыковки модуля (ТОРУ). Дальше под панелями «пола» и «стен» в районе конической обечайки расположены зоны хранения оборудования.

За ПГО-2 идет цилиндрический ПГО-1. Главным образом здесь размещаются приборы и агрегаты систем служебного борта. Под «полом» ПГО-1 размещены шесть буферных электрохимических батарей, которые остаются на весь срок работы модуля в составе МКС. Обе стены ПГО-1 образованы съемными панелями. За ними установлены служебные системы.

После ПГО-1 идет ПГО-3, образованный цилиндрической обечайкой того же диаметра, что и ПГО-1 (2900 мм), и заканчивающийся сферическим днищем. По бокам ПГО-3 имеются две цилиндрические ниши, в которых установлены приводы Б16 системы ориентации солнечных батарей. Под панелями «потолка» и «стен» ПГО-3 расположены зоны хранения оборудования и материалов.

На внешней поверхности ПГО располагаются блоки двигательной установки модуля. Два блока двигателей коррекции и сближения (ДКС) 11Д442 установлены на стыке конической и цилиндрической обечаек. Два блока с двигателями причаливания и стабилизации (ДПС) 11Д458 и точной стабилизации (ДТС) 17Д58Э установлены попарно на стыке конической и цилиндрической обечаек ПГО. На приводах Б16 ПГО-3 установлены две складные ориентируемые солнечные батареи.

Также снаружи ПГО установлены 16 топливных баков; баллоны с гелием; панели радиационного теплообменника СОТР; солнечные и инфракрасные датчики системы управления движением и другие приборы, используемые для управления движением модуля; антенны командной радиолинии, телеметрического контроля, командно-измерительной системы, радиотехнической системы стыковки «Курс» и телеоператорного режима управления ТОРУ.

По оси модуля со стороны конического днища установлен активный гибридный стыковочный агрегат системы стыковки и внутреннего перехода (ССВП-М). Поверхность гермокорпуса ПГО закрыта панелями микрометеоритной защиты, а поверх нее – экранно-вакуумной теплоизоляцией.

Герметичный адаптер (ГА) служит для размещения оборудования, обеспечивающего механическую стыковку с элементами МКС, а также комплекта антенн для пассивной стыковки. Снаружи ГА установлен узел захвата EDGF для обеспечения стыковки с манипулятором шаттла. Объем ГА составляет 7.0 м³. Он состоит из сферической и конической секций. Большим диаметром конической секции ГА крепится к ПГО-3.

Внутри ГА размещена аппаратура служебных и станционных систем. Через люк между ГА и ПГО проходит быстроразъемный воздуховод системы вентиляции модуля.

Снаружи ГА установлены два стыковочных узла: осевой пассивный андрогинный периферийный агрегат АСПП и нижний пассивный агрегат ССВП. Первоначально сверху ГА планировалось установить еще один пассивный ССВП, однако проект был изменен и на его месте была приварена сферическая крышка. Снаружи ГА стоят два блока двигателей ДПС 11Д458, блок компрессоров для перекачки топлива в баки, антенны, стыковочные мишени, устройства и панели для фиксирования интерфейсных кабелей передачи электроэнергии, команд и данных, средства фиксации космонавтов, такелажный узел PDGF для установки канадского дистанционного манипулятора, научное оборудование.

При разработке ФГБ большое внимание уделялось вопросам обеспечения безопасности полета, в частности разработке микрометеоритной защиты (ММЗ). Модули для орбитальной станции «Мир», которые явились прототипом для ФГБ, были рассчитаны на срок службы до 5 лет. На этот срок для них проектировалась и защита, к которой предъявлялись и иные технические требования. Для выполнения требований по непробою в течение 15 лет, определенных документом SSP 50094, требовалась радикально новая защита. В то же время было определено, что ФГБ создается с учетом максимального заимствования разработанных ранее агрегатов и систем изделий, успешно прошедших натурные испытания, а также существующего задела по ним. Для создания новой защиты и проведения связанных с этим проверок и испытаний потребовались значительные дополнительные затраты на поиск новых конструктивных решений.

Разработанные типы защиты при заданных характеристиках по массе оказались легче защиты с применением высокопрочных тканей типа некстел и кевлар, используемых в американских конструкциях, и значительно дешевле их. Характеристики ММЗ ФГБ и американского Лабораторного модуля приведены в таблице. Конструктивные особенности ФГБ, а также оптимизация защиты по массе привели к разнообразию типов зон защиты. Накопленный опыт по ММЗ будет использован при создании остальных модулей.

Характеристики микрометеоритной защиты ФГБ и американского Лабораторного модуля
Модуль Площадь поверхности, м2 Масса оболочки модуля, кг Удельная масса оболочки, кг/м2 Масса экрана, кг Удельная масса экрана, кг/м2 Общая масса экрана/оболочки, кг Общая удельная масса, кг/м2	ФГБ 176.6 1423 8.1 1389 7.89 2812 15.9	US LAB 133.9 1735 13.0 1346 10.1 3081 23.0

При старте модуль «Заря» закрыт головным обтекателем. В его конструкции использован углепластик, из-за чего внешне он выглядит черным.

Основные системы «Зари»

В состав модуля входит 31 бортовая система, включающая около 3000 блоков, предназначенных для выполнения основных функций по управлению движением, управлению бортовым комплексом, обмену информацией между бортом и Землей, а также для выполнения задач в составе МКС.

Модуль «Заря» функционально разделен на служебный борт и станционный борт. Системы служебного борта установлены на унифицированной конструкции ПГО-1 и служат для обеспечения функционирования модуля на участке автономного полета и его сближения со Служебным модулем. Станционный борт включает в себя унифицированные для всех модулей 77-й серии служебные системы, обеспечивающие функционирование модуля в составе МКС, а также научное оборудование и доставляемые грузы. Служебные системы расположены в основном в ПГО-2.

В состав служебного борта «Зари» входят:

• система управления движением (СУД);

• двигательная установка (ДУ);

• система подачи и перекачки топлива (СПиПТ);

• система управления бортовым комплексом (СУБК);

• система внутреннего освещения (СВО);

• командно-измерительная система (КИС) «Компарус АЗ»;

• радиотелеметрическая система БР-9ЦУ-8;

• радиотелеметрическая система «Сириус-4»;

• система электроснабжения (СЭС);

• система обеспечения теплового режима (СОТР);

• система пожарообнаружения и пожаротушения (СПоПТ);

• активная радиотехническая система сближения и стыковки «Курс-А»;

• система измерений текущих навигационных параметров 38Г6 (СИТНП).

Системы станционного борта предназначены для обеспечения работы ФГБ в составе МКС. В состав станционного борта входят:

• система стыковки (СС);

• система интеграции и сопряжения (СИС);

• система обеспечения газового состава (СОГС);

• система телевидения (СТ);

• система телефонной связи (СТС);

• аппаратура сбора сообщений (АСС);

• бортовая вычислительная система (БВС);

• оборудование телеоператорного режима управления (ТОРУ) сближением и причаливанием;

• пассивная радиотехническая система сближения и стыковки «Курс-П».

Система управления предназначена для управления движением центра масс и относительного центра масс, управления двигательной установкой и пиросредствами. На этапе выведения СУД выдает команды на сброс головного обтекателя и раскрытие антенн. В ходе автономного полета модуля до стыковки с СМ СУД обеспечивает ориентацию и стабилизацию «Зари», выполнение программных разворотов, проведение корректирующих импульсов, проведение сближения и стыковки со Служебным модулем.

ДУ является исполнительным органом СУД. В ее состав входят три типа двигателей: двигатели коррекции и сближения (ДКС), двигатели причаливания и стабилизации (ДПС) и двигатели точной стабилизации (ДТС).

В качестве ДКС используются два ЖРД 11Д442 многократного включения. Система подачи компонентов топлива – турбонасосная, имеет два режима работы: режим тяги и режим перекачки. С помощью этих двигателей осуществляется коррекция орбиты ФГБ на этапе автономного полета. Система подачи обеспечивает также перекачку топлива из баков с низким давлением в баки с высоким давлением. Каждый из ДКС имеет номинальную тягу 417±16 кгс.

В качестве ДПС используются 24 жидкостных реактивных двигателя 11Д458 многократного включения с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Эти двигатели предназначены для стабилизации ФГБ. Каждый из ДПС имеет номинальную тягу 40±2.0 кгс.

Точная стабилизация ФГБ, необходимая при стыковке с шаттлами и СМ, обеспечивается с помощью 16 жидкостных реактивных двигателей типа 17Д58Э многократного включения с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Каждый из ДТС имеет номинальную тягу 1.36±0.06 кгс (3 фунта).

Все двигатели «Зари» используют обычное для российских космических аппаратов топливо: горючее – несимметричный диметилгидразин, окислитель – четырехокись азота, ингибированная 0.3% NO.

ü 2 декабря 1998 г. NASA подписало дополнения в контракт с хьюстонским филиалом компании The Boeing Co., предусматривающие дополнительные работы по техническому обеспечению программы МКС, предстартовой подготовке изготовленных компонентов и комплексным многоэлементным испытаниям. Работы будут проводиться на предприятиях The Boeing Co. в городах Хантингтон-Бич, Канога-Парк, Хантсвилл, Орландо, Хьюстон и на предприятии Honeywell Inc. в Глендейле (Аризона). С учетом этих дополнений сумма головного контракта по МКС, который был выдан в 1995 г. фирме Boeing Information, Space and Defense Systems (контракт NAS15-10000), увеличилась на 163.477 млн $ и достигла 7.1 млрд $. – С.Г. ІІІ ü 8 декабря объявлено об образовании на бывшей авиабазе Моффетт-Филд в Калифорнии Исследовательского комплекса имени Эймса. Цель создания этого технопарка, тесно связанного с близлежащим Исследовательским центром имени Эймса NASA, – проведение совместно с государственными структурами, учебными заведениями, частными фирмами и бесприбыльными организациями НИОКР в сфере астробиологии, аэрокосмической техники и информационных технологий. Основной структурой в составе комплекса будет Калифорнийский аэрокосмический центр, создаваемый совместно с правительствами городов Маунтин-Вью и Саннивейл. Комплекс будет располагаться на земельном участке площадью 800 га, находящемся в собственности федерального правительства. – С.Г.

Топливная система предназначена для хранения компонентов топлива и подачи их к двигателям. Топливная система включает в себя две подсистемы: низкого давления и высокого давления. Подсистема низкого давления предназначена для хранения компонентов топлива и подачи их к двигателям большой тяги (ДКС). Подсистема высокого давления предназначена для хранения компонентов топлива и подачи их к двигателям малой тяги – ДПС и ДТС.

Горючее и окислитель хранятся в 16 топливных баках (по восемь баков для каждого компонента). В пяти баках горючее и в пяти баках окислитель находятся под высоким давлением, в остальных – под низким.

Все баки вмещают в себя 6100 кг топлива. ФГБ запускается с частично заправленными баками, содержащими не более 3800 кг топлива. Дозаправка баков на орбите осуществляется от грузовых кораблей снабжения через гидравлические разъемы в стыковочных агрегатах. Такие разъемы имеются на нижнем стыковочном узле, который находится на ГА, а также на осевом стыковочном узле в передней части ПГО. Количество циклов дозаправки баков – до 30.

СУБК объединяет бортовые системы модуля в единый информационно-логический комплекс и обеспечивает их функционирование в соответствии с принятой логикой управления.

Командно-измерительная система «Компарус АЗ» предназначена для приемов массивов командно-программной информации и разовых команд управления, выдаваемых средствами наземного комплекса управления, а также для радиоконтроля параметров орбиты.

Радиотелеметрическая система «Сириус-4» осуществляет опрос некоторых датчиков с большой частотой и передачу их показаний на наземные средства по радиоканалу.

Система измерения текущих навигационных параметров предназначена для радиоизмерений параметров орбиты и используется в качестве дублирующей при проведении наиболее ответственных динамических операций.

Система электроснабжения (СЭС) обеспечивает генерирование, аккумулирование и распределение электроэнергии для питания ФГБ и модулей МКС. На начальном этапе сборки МКС СЭС обеспечивает током всех потребителей на ФГБ и модулях американского сегмента, а на более поздних этапах – прием части электрической энергии от американского сегмента и Служебного модуля и передачу ее на российский сегмент. Гарантированная среднесуточная мощность электроснабжения напряжением 28 В – 3 кВт, мощность электроснабжения американского сегмента – до 2 кВт.

Первичным источником энергии на ФГБ являются две панели солнечных батарей (СБ). Площадь фотоэлектрических преобразователей на каждой из них составляет 28 м² (7 м в длину и 4 м в ширину), размах СБ – 24.4 м. Фотоэлектрические ячейки защищены с обеих сторон прозрачным покрытием из стекла и лицевой поверхностью обращены в одну сторону. 90% солнечной энергии улавливается поверхностью батарей, обращенной к Солнцу, и 10% – обратной стороной, что дает возможность использовать солнечный свет, отраженный от Земли.

Механизм раскрытия СБ позволяет производить их складывание и повторное раскрытие. В случае отказа электропривода панели СБ могут быть раскрыты или сложены вручную экипажем во время выхода в открытый космос.

Шесть никель-кадмиевых буферных батарей служат вторичными источниками энергии. Они заряжаются на освещенной Солнцем части витка от СБ и отдают свой заряд на теневой части витка.

СОТР поддерживает в заданном диапазоне температуру корпуса, топлива, приборов, осуществляет вентиляцию модуля. Для отвода тепла в СОТР используются радиационные теплообменники, установленные снаружи ПГО.

Система обеспечения жизнедеятельности обеспечивает контроль атмосферы ФГБ.

Радиотехническая система стыковки «Курс» предназначена для измерения параметров относительного движения «Зари» и других элементов МКС в процессе их сближения вплоть до механического контакта при стыковке. Информацию «Курса» использует СУД на заключительном этапе сближения. Система состоит из активной и пассивной систем. Активная система обеспечивает поиск на начальном этапе сближения, определение реального положения, радиальной дальности и скорости сближения объектов на всех этапах стыковки и выдачи информации для расчета траектории сближения в систему управления ФГБ. Пассивная система предназначена для ретрансляции сигналов активной системы в процессе стыковки ФГБ, установленной на других объектах.

Система стыковки обеспечивает жесткое механическое соединение с элементами МКС, соединение электрокоммуникаций и топливных магистралей. ФГБ оснащен тремя стыковочными агрегатами:

• активный гибридный стыковочный агрегат ССВП-М установлен на переднем торцевом шпангоуте ПГО и используется для стыковки со Служебным модулем. ССВП-М оснащен кольцом с четырьмя лепестками для обеспечения, в случае необходимости, стыковки с ICM;

• на заднем торцевом шпангоуте ГА имеется пассивный андрогинный периферийный агрегат стыковки (АПАС), предназначенный для стыковки с американским герметичным адаптером РМА-1, через который ФГБ будет соединен с модулем Unity (Node 1);

• на ГА находится также пассивный стыковочный агрегат ССВП (типа «конус»). Он установлен перпендикулярно продольной оси ФГБ и предназначен для стыковки с пилотируемыми и грузовыми кораблями и со Стыковочно-складским модулем (MCC).

Система регулирования давления позволяет осуществлять контроль герметичности жилого отсека и стыка и выравнивать давление между герметичным отсеком «Зари» и пристыковаными к ней другими элементами МКС. В ее состав входят датчики давления, расположенные в герметичном отсеке модуля, и агрегаты регулирования давления.

Аппаратура телефонно-телеграфной связи дает возможность осуществлять двустороннюю связь экипажа, находящегося в модуле, с Землей, внутреннюю связь космонавтов между собой и ретрансляцию телефонного сигнала из других модулей МКС в «Зарю».

Система телевидения предназначена для обмена телесигналами между элементами российского и американского сегментов и передачи телевизионной информации на Землю.

Система наружного и внутреннего освещения обеспечивает обозначение габаритов модуля с целью обнаружения ФГБ и визуального контроля его положения при выполнении операций стыковки и равномерное освещение отсеков при работе экипажа.

Система пожарообнаружения и пожаротушения предназначена для обнаружения пожарной ситуации и тушения возникших пожаров.

На борту модуля имеется оборудование американского или совместного производства: два модулятора-демодулятора (фактически – компьютера) MDM, преобразователи тока, стыковочно-такелажный узел EFGF для захвата манипулятором шаттла.

По материалам ГКНПЦ им. М.В.Хруничева, ЦУП, NASA, Boeing

В.Мохов. «Новости космонавтики»

Проблема веса

О предыдущих работах с ФГБ на Байконуре рассказывалось в №21/22, 1998. В ночь с 26 на 27 октября был закрыт последний люк в модуль со стороны ПГО-2. 28–30 октября, согласно графику подготовки «Зари» к запуску, прошло компьютерное моделирование предварительной сборки и определение массы и центра масс модуля. Тут-то и возникла неожиданная проблема: модуль оказался тяжелее расчетного на 520 кг, то есть на орбите выведения он весил бы не 20040 кг, а 20560 кг.

Предыдущее взвешивание «Зари» проходило в ГКНПЦ им. М.В.Хруничева в декабре 1997 г. перед отправкой на Байконур. Тогда на модуле не были еще смонтированы солнечные батареи, большинство панелей микрометеоритной защиты, не стояла экранно-вакуумная теплоизоляция. Все это по технологии сборки должно было устанавливаться на космодроме. С другой стороны, на ФГБ еще стояли некоторые технологические заглушки и экраны, вспомогательные кабели и пр., что должно было быть удалено только на Байконуре непосредственно перед запуском. Масса должна была вырасти, но столь большое превышение было полной неожиданностью.

Выяснилось, что перетяжеление «Зари» было связано с целым комплексом причин. На модуле остался ряд технологических кабелей, вес которых был не учтен. В системе кондиционирования защитные шланги, одетые на трубки с теплоносителем, были легче, чем считалось раньше. Американцы попросили загрузить на «Зарю» порядка 100 кг разнообразных грузов вместо оговоренных ранее 10 кг и т.д.

Чтобы решить проблему веса, были проведены мероприятия как с модулем, так и с РН «Протон-К» серии 39501, которой предстояло вывести «Зарю» на орбиту.

Были тщательно взвешены все ступени РН. Реальные массы второй и третьей ступеней оказались несколько меньше среднестатистических. Эти реальные массы потом и использовались в баллистических расчетах.

Были рассмотрены возможности по увеличению заправки третьей ступени РН. Бак горючего был достаточно велик, чтобы в него долить некоторое количество несимметричного диметилгидразина. Проблема заключалась в баке окислителя, в котором газовая «подушка» наддува небольшая. Реальный бак оказался несколько большего объема, чем было принято в расчетах. В результате удалось увеличить массу заправки в него окислителя на 130 кг. Весовое соотношение компонентов на 3-й ступени РН должно было остаться 2.54. Допустимый разброс этого соотношения всего 10%, иначе может возрасти температура в камере сгорания ЖРД, что приведет к прогару стенки камеры. Чтобы это соотношение осталось прежним, на третьей ступени потребовалось долить около 50 кг горючего.

На самом модуле пришлось уменьшить массу заправки компонентами топлива на 300 кг. Все эти меры позволили оставить без изменений орбиту выведения «Зари» – 185.1х353.9 км.

Проблема времени

28 октября в РКА состоялся Совет главных конструкторов по запуску «Зари». Никаких технических препятствий для пуска 20 ноября ни со стороны модуля, ни РН, ни стартового оборудования не было. Совет дал добро на установку на «Заре» головного обтекателя и заправку модуля компонентами топлива и сжатыми газами.

Пуск «Зари» планировался на 20 ноября 09:40:27 ДМВ. При этом баллистика полета модуля была согласована с полетом станции «Мир», так чтобы облегчить работу российскому наземному комплексу управления (НКУ). Управление полетом «Мира» и МКС должно выполняться последовательно с использованием одних и тех же российских наземных командно-измерительных комплексов сначала по одной станции, а затем по другой с интервалом не менее 40 мин, необходимым для подготовки к новому сеансу управления по другому объекту.

Кроме того, каждая станция из состава НКУ в течение суток должна иметь перерыв в работе не менее 4 часов для выполнения профилактических работ.

Однако на Совете 28 октября президент РКК «Энергия» Юрий Семенов предложил перенести время запуска с 9:40 на 18:20 ДМВ, с тем чтобы вывести «Зарю» в плоскость станции «Мир». Тогда одним или несколькими ТКГ «Прогресс М» можно было бы перебросить с «Мира» на МКС научную аппаратуру. Такая операция уже была отработана в 1986 г., когда космонавты Леонид Кизим и Владимир Соловьев совершили на корабле «Союз Т-15» рейс со станции «Мир» на «Салют-7» и обратно. Совет главных конструкторов принял решение провести переговоры по этому вопросу с американской стороной. Окончательное время старта должно было быть утверждено 11 ноября на заседании коллегии РКА по МКС.

Конечно, за этим предложением стоял не только технический вопрос доставки грузов с одной станции на другую. Такое решение стало бы косвенной поддержкой со стороны Совета и РКА планов продления полета станции «Мир» как минимум до начала 2000 г. Ведь чтобы провести перевозку аппаратуры на «Прогрессе М», на «Мире» и на МКС должны находиться экипажи для загрузки и разгрузки. Первый же экипаж МКС должен стартовать лишь в январе 2000 г.

Интересно, как этот вопрос дискутировался на странице «Друзья и партнеры в космосе» в сети Internet. Там выдвигались предположения, что Россия собирается тем самым или перегнать с «Мира» на МКС один либо несколько модулей, или, в случае задержки запуска Служебного модуля, вообще пристыковать «Зарю» к «Миру». Однако «друзья» быстро разобрались, что оба варианта невозможны: «Заря» никак не могла бы пристыковаться к Миру из-за принципиально разных стыковочных узлов (обычные пассивные ССВП на «Мире» и активный гибридный ССВП-М на «Заре»), а модули «Мира» принципиально нельзя было перегнать на МКС по техническим причинам (на «Кванте» нет двигателей, «Квант-2» и «Кристалл» не имеют запасов топлива и не могут быть дозаправлены, «Спектр» мертв, «Природа» не имеет источников энергии).

ü 21 ноября в Москве состоялось совещание руководителей космических агентств России, США, Европы, Канады и Японии в связи с успешным запуском ФГБ. Стороны согласовали график следующих встреч и согласились провести в будущем в Европе научную конференцию по программе МКС. – И.Л. ІІІ ü В период с 15 по 20 ноября в ЦПК им. Ю.А.Гагарина был отправлен макет модуля «Заря» (Г77КМ №75311) для отработки экипажами МКС выходов в открытый космос в гидролаборатории. – Ю.Ж. ІІІ ü Исполняющий обязанности министра ВВС США Уит Петерс (Whit Peters) заявил 10 декабря по окончании Конференции лидеров космической индустрии, что его служба переходит от заказа ракет-носителей к заказу пусковых услуг. Именно эта идеология заложена в программу пусков РН EELV. Петерс также отметил, что в 1999 и последующие годы с двух космодромов ВВС уже будет осуществлено больше коммерческих пусков, чем правительственных, и Ванденберг и мыс Канаверал по существу превращаются в национальные космодромы. – С.Г.

В первых числах ноября РКА обратилось к NASA с предложением об изменении времени старта. NASA заявило, что им на МКС американская научная аппаратура с «Мира» не нужна. К тому же подобная операция изменяла весь график подготовки и полета шаттла «Индевор» по программе STS-88. Перелеты «Прогрессов» увеличили бы риск столкновения с МКС (у всех свежо в памяти столкновение со «Спектром» в прошлом году). И, конечно же, в NASA понимали дальновидные планы РКА в отношении «Мира». Мнение же NASA о «Мире» уже давно известно: чем скорее эта станция сойдет с орбиты, тем скорее РКА будет все свои ресурсы направлять на МКС.

Поэтому, как было объявлено, после «откровенного и искреннего обсуждения между двумя партнерами» Россия отозвала свой запрос на изменение времени старта «Зари».

11 ноября на коллегии в РКА Межведомственная комиссия по запуску «Зари» под председательством генерал-лейтенанта Валерия Гриня решила осуществить старт модуля 20 ноября в 09:40:27 ДМВ. (Время запуска 9:40:00 утверждено на заседании оперативно-технического руководства 17 ноября).

Проблема шума и прочие дела

Тем временем подготовка к пуску «Зари» шла своим чередом. За октябрь совместно с американской стороной успешно прошли сквозные испытания бортовой вычислительной системы «ФГБ-Node-Шаттл» с задействованием обоих ЦУПов (в Королеве и Хьюстоне) и системы ранней связи, медико-биологическое и санитарное обследование ФГБ, акустические испытания модуля.

По акустике появились замечания. Еще на стадии разработки эскизного проекта совместно с американской стороной было решено, что ФГБ будет считаться не обитаемым, а посещаемым модулем. Это означало менее жесткие требования, в том числе и по уровню шума. Если в обитаемых модулях уровень шума должен быть не выше 60 дБ, то в посещаемых допускалось 65 дБ. Однако при проверках на Байконуре, несмотря на предпринятые меры, в некоторых местах ФГБ уровень шума превышал 65 дБ на 2.5–10 дБ. В связи с этим было решено оформить отчет о таком несоответствии требованиям для утверждения его Комиссией по безопасности и руководством программой МКС.

28 октября на «Заре» был установлен промежуточный отсек, соединяющий модуль и РН. На этом же отсеке установлены узлы крепления головного обтекателя. 2 ноября на «Заре» прошел контроль положения канадских мишеней SVS для стыковки с модулем Unity. Установка головного обтекателя на модуль состоялась 3 ноября. 4 ноября были выполнены заключительные операции на пневмогидросистеме и системе терморегулирования модуля. 5 ноября прошла подготовка и запись исходного состояния систем модуля.

6 ноября ФГБ был перевезен в заправочный корпус. Там с 7 по 12 ноября была выполнена подготовка к заправке и заправка модуля компонентами топлива и сжатыми газами.

Параллельно шла сертификация первого элемента МКС. По результатам Совета главных конструкторов 28 октября был подписан Сертификат готовности ФГБ к пуску. 5 ноября Сертификат подписала американская сторона в лице NASA и Boeing. 11 ноября на коллегии в РКА Сертификат готовности к пуску ФГБ подписали и утвердили Генеральный директор РКА Юрий Коптев, заместитель Гендиректора РКА по пилотируемым программам Борис Остроумов и Генеральный директор ГКНПЦ им. М.В.Хруничева Анатолий Киселев. В тот же день Сертификат был передан в NASA.

13 ноября модуль был перевезен в монтажно-испытательный корпус 92-1, где 14–15 ноября прошла его стыковка с РН. Утром 16 ноября «Протон-К» с «Зарей» был вывезен из МИКа и установлен на пусковую установку №23 81-й площадки космодрома.

По материалам ГКНПЦ им. М.В.Хруничева, РКА, NASA, ИТАР-ТАСС, Интерфакс, Reuters, AFP

Предстартовая подготовка

Подготовка к запуску, запуск и выведение на орбиту модуля «Заря» (ФГБ, 77КМ №17501) проходили по штатной пусковой циклограмме аппаратов серии 77КС. Предстартовый отсчет начался с момента Т-08:00 (часов:минут) с включения электропитания головного блока (ГБ) РН и проведения контроля его исходного состояния. В течение следующих полутора часов на модуле были включены командно-измерительная система «Компарус АЗ», телеметрическая система БР-9ЦУ-8, проверено исходное состояние бортовых систем модуля и запись их параметров. Эти операции были завершены к моменту Т-06:55. Заправка «Протона-К» компонентами ракетного топлива началась за 6 час 30 мин до старта. На это время электропитание с модуля было снято. Заправка продолжалась до момента Т-140 мин. Затем наступила часовая пауза, запланированная для компенсации возможного отставания от графика заправки. После завершения заправки было вновь подано электропитание на модуль, включены система обеспечения теплового режима «Зари», внутренний гидравлический контур, вентиляторы, началась подача электропитания на станционные системы. За следующие 20 мин до объявления часовой готовности от РН была отведена башня обслуживания, выполнялись другие операции как на РН и модуле, так и на командном пункте. После отвода башни (Т-65 мин) прошла коррекция прицеливания РН.

В момент Т-49 мин прошел запуск временного механизма старта. В Т-46 мин управление подготовкой к старту перешло на командный пункт (КП), расположенный в бункере менее чем в километре от ПУ №23. Через минуту в этом бункере дежурный офицер боевого расчета произвел первый поворот ключа «Подготовка», после чего началась непосредственная подготовка РН к пуску и пошел предстартовый обратный отсчет времени. В последующие три минуты прошел контроль исходного состояния системы управления и вспомогательных систем на РН «Протон-К», включились ее бортовые телеметрические станции, началась подготовка двигательной установки к запуску.

За 35 мин до пуска служебные системы модуля перешли с наземного на бортовое питание, включилась система обеспечения теплового режима СОТР. В Т-33 мин была включена система управления «Зари» в режиме «Предстартовая подготовка».

В Т-32 мин началась операция точного прицеливания РН «Протон-К», для чего прошел разворот гироскопов на заданный азимут пуска, а в Т-25 мин выполнена точная установка гиростабилизированной платформы системы контроля траектории ракеты в плоскость горизонта и по азимуту. В заключение операции точного прицеливания РН в Т-12 мин начался разворот гиростабилизированной платформы на заданный угол. После его завершения за 8 мин до пуска рулевые машины всех ступеней «Протона-К» были выставлены в нулевое положение. После завершения этой операции на командном пункте зажглись транспаранты «Готовность системы управления» и «Готовность вспомогательных систем».

Одновременно с этими операциями на модуле «Заря» были включены телеметрическая и командно-измерительная системы, система измерения текущих навигационных параметров. В Т-10 мин была подтверждена готовность станционных систем модуля, а через минуту они перешли с наземного на бортовое питание.

За 5 мин до запуска на командном пункте дежурный офицер установил и повернул ключ «Управление пуском». Загорелся транспарант «Старт». Тем самым была включена программа заключительных пусковых операций. Дальше все операции выполнялись в автоматическом режиме, без вмешательства стартовой команды.

Эти операции включали в себя перевод системы телеметрического контроля РН «Протон-К» на бортовое питание (Т-4 мин), выполнение «протяжки» ленточного запоминающего устройства телеметрической системы «Сириус-4» на модуле «Заря» (Т-3.5 мин), «протяжка» ленточных запоминающих устройств наземных станций (Т-3 мин и Т-1 мин). В Т-2 мин на командном пункте загорелись два транспаранта: «Готовность СУ [модуля]» и «Готовность головного блока».

Команда на запуск двигательной установки 1-й ступени ракеты-носителя, состоящей из шести двигателей 14Д14, была выдана временным механизмом стартового комплекса за 2.5 сек до расчетного момента старта. При этом произошел отстрел платы электроразъемов пусковой установки (команда «Земля-борт»), и система управления РН «Протон-К» перешла на питание от бортовых батарей. В Т-1.6 сек ДУ первой ступени вышли на 10-процентную тягу.

Старт и выведение

В Т-0 (09:40:00 ДМВ) бортовая автоматика выдала команду на перевод ДУ на главную ступень тяги. Контакт подъема РН прошел в 09:40:00.006. В этот момент система управления «Зари» перешла на режим «Выведение». Номинальная циклограмма выведения представлена в таблице. Примерно на 40-й секунде полета РН вошла в облачность, после чего ее полет уже не отслеживался оптическими средствами контроля космодрома. Сброс створок головного обтекателя был осуществлен специальными толкателями. При этом ходом створок обтекателя были раскрыты сложенные антенны АМ-62 и АМ-63 системы «Компарус АЗ» и антенна АМ-67 системы «Сириус». После отделения ФГБ на 3-й ступени сработали четыре пороховых двигателя для ее увода от модуля.

А.Владимиров. «Новости космонавтики»

По сообщению международного Центра данных по ракетам и спутникам, космический аппарат «Заря» зарегистрирован за Соединенными Штатами Америки, заказавшими и оплатившими его изготовление на предприятиях Российской Федерации. Что касается сведений, поданных для регистрации «Зари» в ООН, то редакция пока не располагает такими данными. В каталоге космических объектов Космического командования (КК) США ФГБ получил номер 25544 и международное регистрационное обозначение 1998-067A. Интересно, что КК при регистрации ФГБ в каталоге присвоило ему наименование ISS (International Space Station), подчеркнув тем самым полное пренебрежение к участию России в создании, подготовке, запуске и управлении ФГБ, а также к тому факту, что «Заря» – официальное наименование, признанное в том числе и NASA. Это утверждение подкрепляется также тем фактом, что в оповещении (так называемом «первичном сообщении с предупреждением о запуске», Initial Launch Alert Message, ILAM), разосланном Центром SPADOC в подразделения МО США и NASA и распространенном в Internet’е Кейтом Стейном, утверждается, что «Заря», равно как и ФГБ, являются неофициальными наименованиями.

Помимо ФГБ, КК США зарегистрировало еще два объекта, связанные с данным запуском – 25545 (1998-067B, третья ступень РН) и 25570 (1998-067C, фрагмент). Происхождение фрагмента редакции выяснить не удалось, хотя в уже упоминавшемся оповещении ILAM констатировалась возможность появления некого фрагмента и примерные размеры (точнее, радиолокационное сечение) – 0.3 м².

Номинальная циклограмма выведения ФГБ
Операция	Полетное время, с	Высота над ур. моря, км	Относит. скорость, м/с	Широта, °с.ш.	Долгота, °в.д.
TКП Выход ДУ 14Д14 на режим 100% тяги Начало отработки угла тангажа Прохождение зоны максимального скоростного напора (q=3890 Н/м2) Запуск ДУ 2-й ступени Отделение 1-й ступени Сброс нижней створки ГО Сброс верхней створки ГО Запуск рулевых двигателей 8Д411 3-й ступени Выключение ДУ 2-й ступени Отделение 2-й ступени Запуск маршевого двигателя 8Д48 3-й ступени Выключение маршевого двигателя 3-й ступени Отделение ФГБ	0.0 1.0 10.0 65.5 121.7 126.05 182.95 183.00 331.1 333.8 334.50 336.9 575.8 587.6±1.7	0.08 0.27 10.7 40.5 43.5 78.2 78.2 136.6 138.0 138.3 139.5 185.2 185.3	0 39 427 1542 1669 2093 2093 4356 4425 4427 4426 7533 7551	46.1 46.1 46.1 46.2 46.3 46.7 46.7 48.3 48.4 48.4 48.4 51.4 51.5	63.0 63.0 63.0 63.3 63.5 64.7 64.7 70.0 70.2 70.2 70.3 88.1 89.2

«Заря» выведена в плоскость, восходящий узел которой лежит на 165° западнее восходящего узла орбиты комплекса «Мир». В момент условного прохождения «Зарей» восходящего узла 1-го витка 20 ноября в 09:28:54.8 ДМВ расчетное значение прямого восхождения восходящего узла было 168.4591°, а долготы восходящего узла – 12.156°в.д. Для станции «Мир» эти параметры на момент начала 72855-го витка в 09:37:32.9 ДМВ составляли 333.4525° и 174.7°в.д. соответственно. Так как высоты рабочих орбит двух станций будут близки, в ближайшие месяцы не произойдет совмещения плоскостей их орбит и не будут возможны перелеты между двумя станциями. Положение долготы восходящего узла первого витка полета ФГБ выбиралось из условия разнесения суммарных зон видимости ФГБ и ОК «Мир» для обеспечения требований, предъявляемых наземным комплексом управления (НКУ).

Фактическая стартовая масса головного блока, включающего ФГБ, две створки головного обтекателя и проставку между 3-й ступенью РН и ФГБ, 1 составила 24234.6 кг. Стартовая масса собственно ФГБ «Заря» составила 20264.6 кг. В эту массу входит 3450 кг заправленного перед стартом топлива, находящегося в 8 баках горючего и 8 баках окислителя. Фактически на первых витках, по данным телеметрии, в топливных баках находилось 3207.1 кг топлива. Другими словами, именно такое количество топлива может быть контролируемо израсходовано при проведении коррекций, а также при построении и поддержании требуемой ориентации. Разница между приведенными величинами объясняется двумя факторами. Первый, и самый весомый, – так называемый «конструктивный незабор» топлива (~200 кг), т.е. топливо, находящееся в трубопроводах плюс суммарное количество топлива в баках, которое невозможно использовать при имеющейся системе подачи. Второй фактор – погрешность датчиков, измеряющих остатки топлива в баках (в литрах) и его температуру (при изменении температуры изменяется и плотность компонентов топлива, учитываемая при расчете массы). Очевидно, что наличие второго фактора позволяет надеяться (правда, без всяких гарантий), что в критической ситуации, когда по данным датчиков топлива уже не будет, некоторый его запас все же останется и его удастся использовать. Это неоднократно подтверждалось, в частности, при полетах транспортных грузовых кораблей «Прогресс-М», когда при сведении их с орбиты двигатель работал положенное время, хотя по показаниям датчиков этого не должно было быть ввиду «отсутствия топлива в баках».

НОВОСТИ   ü Для управления полетом STS-88 в ЦУПе в Хьюстоне были образованы четыре смены: старта и посадки (сменный руководитель полета Линда Хэм, капком Кент Роминджер), Orbit-1 (Боб Кастл, Майкл Гернхардт), Orbit-2 (Фил Энгелауф, Крис Хэдфилд), планирования (Энди Олгейт, Роберт Кёрбим). Полетом МКС с американской стороны руководили три смены, которые возглавили Салли Дэвис, Макр Кирасич и Джефф Хэнли. – И.Л. ІІІ ü Как сообщила 2 декабря газета Florida Today, NASA уже рассматривает предложения двух компаний о конкретных коммерческих проектах на МКС. Одна из них намерена направить на станцию собственного астронавта для проведения экспериментов, суть которых не раскрывается. Вторая намерена использовать условия невесомости и высокого вакуума для производства продукции высокого качества. Газета ссылается на менеджера по использованию МКС Марка Ахрана (Mark Uhran). – С.Г. ІІІ ü Как сообщила 7 декабря пресс-служба Центра Кеннеди, о своей отставке объявил директор подготовки шаттлов 60-летний Роберт Сик (Robert B. Sieck). Сик пришел в NASA в 1964 г. в качестве инженера по системам КК Gemini. С 1978 по 1983 г. он был главным инженером проекта Space Shuttle в KSC, в 1983-1984 – директором межполетной подготовки, с февраля 1984 по август 1985 – директором запусков. Вернувшись на этот пост в декабре 1986, Сик занимал его еще 8 лет, до января 1995, и запустил в общей сложности 52 шаттла. Одновременно с апреля 1992 г. он был заместителем директора эксплуатации шаттлов, а с января 1995 г. занимал нынешнюю должность. После запуска STS-88 Сику была во второй раз вручена высшая награда NASA – медаль «За выдающиеся заслуги». Новым директором подготовки шаттлов назначен заместитель Сика – Дэвид Кинг (David A. King). Ральф Роу-младший (Ralph R. Roe, Jr.) получил постоянное назначение директора запусков. – И.Л. ІІІ ü 15 декабря было объявлено, что Национальное разведывательное управление (NRO) США включено в состав Партнерского совета, образованного в феврале 1997 г. NASA и Космическим командованием ВВС США. Члены Совета – администратор NASA Дэниел Голдин, директор NRO Кейт Холл и командующий Космическим командованием генерал Ричард Майерс – подписали соответствующее соглашение в Вашингтоне 23 ноября. Цель этой организации – поиск путей экономии средств и сокращения риска, а также совместное планирование работ «в областях взаимного интереса». К примеру, NASA и ВВС уже организовали подписание общего контракта на обслуживание их подразделений в Космическом центре имени Кеннеди и на мысе Канаверал, который заменяет 18 ранее действовавших контрактов, а в ноябре осуществляли совместную программу защиты космических средств от метеорного дождя Леониды. Объявлено, что стороны будут сотрудничать в поиске астероидов, сближающихся с Землей, средств космического транспорта, модернизации полигонов и в области космических технологий. За последнее направление отвечает подразделение Совета – Альянс космических технологий, который объединяет инвестиции в технологии четырех правительственных агентств. – И.Л.

Управление модулем «Заря» осуществляется из отдельного зала в Центре управления полетами в г. Королеве специалистами КБ «Салют» ГКНПЦ им. Хруничева (разработчики ФГБ в целом) и КБ «Хартрон-Аркос» (г.Харьков, разработчики системы управления). Баллистико-навигационное обеспечение полета проводят специалисты ЦУП-М. Общее руководство полетом осуществляет Оперативная группа управления (ОГУ). Руководитель полета – Юрий Павлович Колчин (КБ «Салют»), сменные руководители полета – И.М.Азимов, Д.В.Коврижкин, М.Х.Ивацевич, А.А.Бобырев.

Состав средств НКУ модуля «Заря»
Технические средства НКУ	ОКИК								ИП 1
	4	6	7	9	12	13	14	15
Командно-измерительные системы
Куб-Контур					+	+	+	+	+
Средства траекторных измерений
Кама-А	+	+		+	+	+	+	+
Кама-Н	+		+		+	+
Телеметрические средства
МА-9МКТМ-4	+	+	+	+	+	+	+	+	+
Капри	+	+				+	+	+
Средства УКВ, связи, телевидения и передачи информации
Аврора				+	+	+	+	+	+
Орион	+						+	+	+
Связник	+	+	+		+	+	+	+
Железняк	+	+	+	+	+	+	+	+	+
Средства АСУ и вычислительной техники
Скат					+	+	+	+	+
СТИ-90М	+	+		+	+	+	+	+	+
Буфер-ИМ	+	+	+	+	+	+	+	+

Наземный комплекс управления ФГБ включает штатные командно-программные, телеметрические, траекторные и связные средства из состава подразделений, подчиненных 153-му ГИЦИУ КС РВСН (г. Краснознаменск Московской области) и 5-му ГИКу. Как видно из таблицы, для обеспечения управления ФГБ задействованы средства восьми отдельных командно-измерительных комплексов (Енисейск, Елизово, Барнаул, Красное Село, Колпашево, Улан-Удэ, Щелково и Уссурийск) и одного измерительного пункта на площадке 18 5-го ГИКа. Боевые расчеты проводят сеансы управления модулем на восьми-девяти видимых витках ежесуточно. Координацию взаимодействия между управленцами в ЦУПе и техническими средствами НКУ осуществляет специальная группа реализации, которая обеспечивает как своевременное задействование необходимых средств, так и оперативный обмен информацией при подготовке и в ходе сеансов управления.

В процессе управления осуществляется непрерывный обмен информацией между ЦУП-М и ЦУП-Х (зал управления полетом МКС в Космическом центре имени Джонсона, Хьюстон). В ЦУП-Х передается телеметрическая информация о состоянии служебных систем модуля, а также результаты баллистических расчетов (вектора состояния, параметры маневров и т.п.). При подготовке и проведении работ при совместном полете ФГБ и STS-88 ЦУП-Х также будет передавать информацию, необходимую службам ЦУП-М. В остальное время специалисты ЦУП-Х находятся исключительно в режиме контроля и отслеживают по получаемой информации все действия российской стороны, не принимая при этом активного участия собственно в процессе управления. Это и неудивительно, так как все технические средства управления модулем находятся в подчинении МО РФ, а планирование работы, расчет полетных заданий, анализ телеметрии, обработка траекторной информации осуществляется полностью российскими специалистами. Находящиеся в ЦУП-М представители американской группы управления МКС оперативно получают всю требующуюся информацию по детальным планам работы на предстоящие несколько суток и обзорным долгосрочным планам, а также обо всех замечаниях по бортовым системам модуля, появившимся в ходе проведения сеансов управления. Кроме того, американские представители в ЦУП-М оказывают большую помощь при возникновении необходимости консультаций по частным вопросам с представителями компаний США, участвующих в программе МКС. В целом в ЦУП-М сложилась хорошая рабочая обстановка, и американские коллеги довольны работой наших управленцев.

Остается только добавить, что на запуске «Зари» в ЦУП-М присутствовало беспрецедентно большое число иностранных гостей – более 160 представителей всех космических агентств и других официальных лиц наблюдали прямой репортаж о запуске с гостевого балкона зала управления, построенного некогда по программе отечественных многоразовых кораблей. Только один раз – в 1988 г. во время полета «Бурана» – этот зал использовался по своему прямому назначению.

Хроника полета ФГБ

А.Владимиров, Ю.Журавин.

«Новости космонавтики».

20 ноября. 1-е сутки полета.

Отделившись от третьей ступени носителя, модуль «Заря» начал самостоятельную жизнь – включилась командно-измерительная система «Компарус АЗ» и была запущена программа раскрытия выносных элементов. Раскрытие антенн на «Заре» было проведено в ТКП+603 сек, ТКП+635 сек и ТКП+658-669 сек. Затем прошло демпфирование остаточных угловых скоростей, после чего был запущен режим отключения системы управления и дальнейшие операции на первом витке проводились с уже отключенной СУ.

На 764-й секунде полета была проведена расчековка створок панелей СБ, а с 801-й секунды началось раскрытие СБ, продолжавшееся чуть меньше двух минут. Затем началось выдвижение штанги активного гибридного стыковочного механизма АСА-Г системы ССВП-М. Перед окончанием зоны радиовидимости первого витка в TКП+1282 сек было выключено и заблокировано универсальное программно-логическое устройство модуля, выключен режим непосредственной передачи информации (НП1) и включен режим записи (ЗАП1А) бортовой телеметрической системы БР-9ЦУ-8 (с этой аппаратурой работают наземные станции типа МА-9МКТМ-4 и «Капри»), отключены система траекторных измерений 38Г6 (с ней работают станции типа «Кама-А» и «Кама-Н») и бортовая аппаратура командно-измерительной системы «Компарус А3» (наземная станция – «Куб-Контур»).

По первоначальному плану на втором витке в бортовую ЭВМ должно было быть введено первое полетное задание (ПЗ) на построение орбитальной ориентации на третьем витке. Однако из-за возникших проблем с корректным вхождением в связь с системой «Компарус» ввод ПЗ пришлось отложить и группа управления перешла на резервный вариант работы, спланированный еще до запуска. В полном соответствии с этим вариантом ПЗ было заложено на третьем витке в зоне радиовидимости (ЗРВ) ОКИК-14 и ИП-1. Одновременно специалисты убедились в том, что панели СБ автоматически ориентируются на Солнце.

В 13:57 ДМВ по программе включилась система управления (СУ) модуля, и к моменту прихода в ЗРВ четвертого витка (14:17 ДМВ, ОКИК-14) началось построение базовой системы координат (БСК). Работа двигателей ориентации непосредственно наблюдалась на мониторах в зале управления по показаниям поступающей телеметрии.

Напомню, что в состав двигательной установки ФГБ входят два двигателя коррекции и сближения 11Д442 (ДКС, №№37 и 38, тяга 419.9 и 418.8 кгс соответственно, удельная тяга 298±3 сек), 24 двигателя причаливания и стабилизации 11Д458 (ДПС, №№1–8 и 39–42 для управления по оси OY ФГБ и стабилизации по тангажу и крену, №№9–20 – для управления по осям OX и OZ ФГБ и стабилизации по рысканию; тяга по 40 кгс, удельная тяга 252±12 с) и 16 двигателей точной стабилизации 17Д58Э (ДТС, №№21–24 и 29– 32 для обеспечения управления по каналам крена и тангажа, №№25–28 и 33–36 – по каналу рыскания; тяга по 1.36 кгс).

В 15:53 ДМВ в ЗРВ пятого витка СУ «Зари» была отключена, а сам модуль был переведен в так называемый режим закрутки по двум осям – вокруг продольной оси X и поперечной оси Y с угловой скоростью 0.18 °/с относительно каждой из осей. На построение ориентации и проведение закрутки в первые сутки было потрачено 4.4 кг топлива.

На этом напряженная программа работы первых суток была завершена, а управленцы смогли облегченно вздохнуть и поздравить друг друга с успешным началом нового большого этапа на пути развития пилотируемой космонавтики. Хочется надеяться, что этот этап для нашей страны будет не последним.

21 ноября. 2-е сутки полета.

Вторые сутки для группы управления обещали быть не менее напряженными, чем первые. В этот день нужно было провести два включения ДКС №37 для решения одновременно двух задач – проверки работоспособности ДУ и подъема орбиты.

На 13-м витке ФГБ вошел в ЗРВ ОКИК-15 и в бортовую ЭВМ было введено новое полетное задание. В 05:46 ДМВ СУ включилась по программе и началась подготовка систем для построения базовой ориентации модуля. Ориентация была построена к началу 15 витка, а в 06:46 ДМВ ФГБ развернулся таким образом, чтобы панели СБ были максимально освещены Солнцем. Поскольку панели СБ установлены в плоскости XOZ, это достигается, когда ось +Y связанной системы координат модуля направлена в сторону Солнца.

Связанная система координат модуля «Заря»

На 15-м и 16-м витках было проведено тестовое включение двух телевизионных камер, передающих черно-белое изображение. Эти камеры будут использоваться в следующем году при проведении сближения и стыковки «Зари» со Служебным модулем. Для приема изображения на ОКИК имеются специальные станции типа «Орион» и более старые типа «Фобос-Кречет». Через спутники-ретрансляторы «Молния-1» ТВ-картинка (а также, при необходимости, полный поток телеметрии) в масштабе времени, близком к реальному, передается в ЦУП-М. Тест ТВ-камер также преследовал цель дать еще одно подтверждение управленцам, что ориентация модуля построена правильно.

На 16-м витке, в 08:16:19 ДМВ, ФГБ начал разворачиваться в положение для проведения первого включения ДКС №37, и в 08:14:41 ДУ была запущена. По данным группы анализа (ГА), выключение ДУ прошло практически по программе в 08:14:50.74 (расчетное время 08:14:50.84), обеспечив приращение скорости 2.061 м/с (расчетное значение 2 м/с, оценка по результатам траекторных измерений – 2.05±0.1 м/с). Как это было на всех предыдущих модулях типа 77КС, первое включение проводилось в зоне радиовидимости наземных пунктов управления, и на тот случай, если бы ДУ не выключилась вовремя, расчет станции «Куб-Контур» на ОКИК-13 готов был выдать команду на отсечку ДКС. К счастью, команда не потребовалась.

В 09:36:00, в ЗРВ 17-го витка модуль начал очередной разворот для построения необходимой ориентации перед вторым включением ДУ.

Следует подчеркнуть, что времена включения ДУ выбирались вовсе не произвольно. Изначально (еще до запуска) достаточно жестко фиксировано было только время первого включения – на 16-м витке через 10 мин 22 сек после начала пятиградусной ЗРВ первого пункта. Все последующие времена включений и величины импульсов выбирались таким образом, чтобы 6 декабря (при условии, что старт «Индевора» состоится 3 декабря) на витке стыковки с шаттлом средняя (за виток) высота орбиты составляла 388.9 км относительно сферы радиусом 6378.16 км, а среднее (за виток) значение эксцентриситета было равно нулю. Таковы были требования американской стороны. В качестве витка стыковки российская и американская стороны договорились считать первый суточный виток ФГБ 6 декабря, т.е. первый виток суток, у которого подспутниковая точка в восходящем узле лежит западнее 20°в.д. На этом витке обеспечены наилучшие условия видимости ФГБ средствами НКУ и возможно задействование максимального количества средств. По результатам расчетов, таким витком был 248-й виток ФГБ.

Всего для подъема орбиты требовалось провести пять включений ДУ. В принципе, можно было бы провести и четыре включения, однако в этом случае продолжительность одного из них была бы более 200 секунд, что превышает предельно допустимую для ДКС (135 секунд). Последнее ограничение связано с тепловыми нагрузками на стыковочно-такелажный узел ФГБ при воздействии на него струй ДПС, работающих в контуре стабилизации на участке работы ДКС.

В рамках принятой стратегии маневрирования второе включение ДУ должно было произойти в 10:27:26 ДМВ на 17-м витке. Двигатель включился по программе и, проработав 100.9 сек, обеспечил, по данным группы анализа, приращение скорости 20.651 м/с (расчетное значение 20.6 м/с, оценка по результатам траекторных измерений – 20.53±0.1 м/с). После двух включений ФГБ перешел на орбиту с параметрами (18-й виток; здесь и далее приводятся высоты над эллипсоидом):

– наклонение орбиты – 51.619°;

– минимальное расстояние – 251.8 км;

– максимальное расстояние – 363.6 км;

– период обращения – 90.377 мин.

После коррекции, в ЗРВ 17-го витка, было введено новое полетное задание. В 11:40 ФГБ был переведен в стандартный режим закрутки по двум осям и СУ была отключена.

22 ноября. 3-и сутки полета.

Это были первые спокойные сутки после запуска. Относительно спокойные. Дело в том, что по результатам анализа телеметрии предыдущих суток выявились три довольно существенных замечания.

Первое и самое серьезное – буферная батарея №1 показывала более низкий уровень заряда по сравнению с другими пятью. Причину этого явления объяснить пока не удавалось. Опасность подобной ситуации заключается именно в неопределенности причины явления. Если причина – действительный «недозаряд» батареи, то положение можно исправить, проведя дополнительную подзарядку. Но если же дело в неверном показании датчика, то, проводя подзарядку, можно перезарядить батарею, что, в свою очередь, может привести к ее частичному разрушению.

Впрочем, для нормальной работы систем модуля хватает трех аккумуляторных батарей из шести.

Второе замечание – газовый анализатор с момента выведения показывал слегка повышенный (на 10%) уровень влажности в ПГО ФГБ. Группа анализа склонялась к мнению, что это было результатом неточной калибровки датчика. По предстартовым расчетам, влажность внутри гермоотсека «Зари» должна была установиться в течение двух недель. Решено было подождать несколько суток и – если показания датчика не изменятся – провести его повторную калибровку. (Позднее было установлено, что влажность в модуле нормальная, а причиной проблемы была низкая температура при запуске.)

Наконец, в ходе теста работоспособности датчиков угловых скоростей (БДУС1 и БДУС2) системы телеоператорного управления ТОРУ на 32-м витке по телеметрической информации возникли вполне обоснованные опасения, что не раскрылись две малые антенны УКВ системы ТОРУ из четырех – антенны АМ1 по I и III плоскостям модуля. Эти антенны являются составной частью системы телеоператорного управления стыковкой.

На следующую неделю были запланировали дополнительные тесты для подтверждения или опровержения этих опасений. (Как выяснилось при моделировании на Земле, у этих антенн не встали на упоры вибраторы. Предположительно это произошло из-за слишком жестких и коротких кабелей, свойства которых изменились в условиях достаточно низкой температуры в момент запуска.)

На 32-м витке была проведена дозакрутка ФГБ относительно осей X и Y до номинальных значений угловой скорости 0.18 °/с. Такой режим полета обеспечивает полный поворот модуля вокруг каждой из осей за 30 мин (примерно три полных оборота за виток) и позволяет, во-первых, экономить топливо на поддержание ориентации (напомню, что СУ в таком режиме выключена и, соответственно, никаких управляющих воздействий не вырабатывает), во-вторых, относительно равномерно прогревать модуль со всех сторон, а в-третьих, позволяет панелям солнечных батарей практически все время поворачиваться на небольшой угол при ориентации на Солнце.

На 34 витке была убрана штанга стыковочного механизма АСА-Г.

23 ноября. 4-е сутки полета.

Четвертые сутки были очень ответственными – в этот день по плану должна быть проведена вторая двухимпульсная коррекция орбиты.

На 45-м витке в СУ модуля было введено полетное задание. В 05:55 ДМВ СУ была включена, обеспечив построение базовой системы координат. В 06:55 начался разворот ФГБ в режим ориентации осью +Y на Солнце для обеспечения максимальной подзарядки буферных батарей перед проведением включения ДУ.

В 08:18:08, на 48-м витке полета ФГБ развернулся в исходное положение для проведения коррекции, а в 08:26:30 СУ включила ДКС №37. ДКС проработал расчетные 31.58 с, обеспечив, по данным ГА, приращение скорости 6.53 м/с (расчетное 6.48 м/с, оценка по результатам обработки траекторных измерений – 6.56 м/с).

В 09:15:03 ФГБ осуществил еще один разворот перед вторым включением. В 09:23:25, на том же 48-м витке, снова был запущен ДКС №37, проработавший в этот раз 116.44 с. Приращение скорости составило 24.03 м/с (24.00 м/с; 23.94 м/с).

После проведения коррекции параметры орбиты модуля составили (49-й виток):

– наклонение орбиты – 51.614°;

– минимальное расстояние – 313.2 км;

– максимальное расстояние – 400.4 км;

– период обращения – 91.422 мин.

Очередной этап прошел успешно! Все управленцы были очень довольны результатами работы.

В 10:10 (49-й виток) ФГБ снова был переведен в режим закрутки по двум осям, а система управления выключена.

Анализ телеметрической информации позволил связать неисправность буферной батареи №1 с ненормальной работой зарядно-разрядного устройства ПТАБ-2. Из-за нее время зарядки оказалось меньше расчетного.

24 ноября. 5-е сутки полета.

Последняя коррекция в эти сутки должна обеспечить перевод ФГБ на монтажную орбиту. По заложенному на 60-м витке полетному заданию СУ модуля включилась в 05:16 ДМВ и между ЗРВ 62-го и 63-го витков была построена базовая ориентация. На 63-м витке ФГБ развернулся для подзарядки батарей, а между ЗРВ 64-го и 65-го в 09:25:38 было проведено последнее включение ДКС №37. Проработав расчетное время 118.82 с, двигатель обеспечил приращение скорости 24.66 м/с (расчетное 24.72 м/с). Модуль перешел на монтажную орбиту с параметрами (65-й виток):

– наклонение орбиты – 51.619°;

– минимальное расстояние – 385.8 км;

– максимальное расстояние – 404.6 км;

– период обращения – 92.297 мин.

На 65-м витке была проведена двухосная закрутка ФГБ, а СУ выключена.

По командам с Земли было увеличено время зарядки первой батареи системы электропитания через ПТАБ-2. Запланировано заменить прибор зарядно-разрядного устройства ПТАБ-2 в полете шаттла 2A, а в полете 2A.1 доставить новую батарею.

Влажность в модуле пришла в норму, и в течение дня был заново оттарирован датчик газоанализатора.

25 ноября. 6-е сутки полета.

В течение суток осуществлялся контроль бортовых систем ФГБ.

На 78, 79, 80-м витках выполнялось тестовое включение бортовой вычислительной системы (БВС). Самопроверка первого и второго комплектов БВС прошла без замечаний. При проведении операции установки бортового времени было зафиксировано несоответствие между реальным временем и временем БВС.

26 ноября. 7-е сутки полета.

На 95-м и 96-м витках была проведена тестовая проверка работы тракта УКВ системы ТОРУ. Поскольку это был первый тест, то реально никаких динамических операций, имитирующих процесс сближения и стыковки, не проводилось и СУД модуля была отключена. По результатам теста аппаратура ТОРУ функционирует нормально и может быть допущена к штатной эксплуатации.

После закладки программ при тестировании компьютеров MDM выяснилось, что в одном из них (MDM2) установилось некорректное время. Специалисты не считали замечание очень серьезным. Тем не менее, как и в других случаях, выяснению причин сбоя было уделено повышенное внимание.

В течение суток ФГБ находился в двухосной закрутке.

И.Лисов. «Новости космонавтики»

4 декабря 1998 г. в 03:35:34 EST (08:35:34 UTC) со стартового комплекса LC-39A Космического центра имени Кеннеди во Флориде был выполнен запуск космической транспортной системы с кораблем «Индевор». В экипаже шаттла было пять американских астронавтов и один российский космонавт: командир Роберт Кабана, пилот Фредерик Стёркоу, специалисты полета Джерри Росс, Нэнси Кёрри, Джеймс Ньюман и Сергей Крикалев.

Основным заданием полета STS-88 была доставка на орбиту второго компонента Международной космической станции – узлового модуля Node 1/Unity – и стыковка его с первым модулем ФГБ «Заря».

Первая попытка запуска

«Индевор» был вывезен на старт 21 октября. Модуль Unity с адаптерами был доставлен на старт 26 октября и после проведенных 9 ноября контрольных интерфейсных испытаний 13 ноября помещен в грузовой отсек шаттла. В ходе смотра летной готовности 23–24 ноября была утверждена в качестве официальной целевая дата старта – 3 декабря около 03:56 EST. 30 ноября на борт заложили последние грузы, в том числе запасной преобразователь тока для замены неисправного преобразователя на борту ФГБ.

«Никому эти задержки не в радость и меньше всего – экипажу, – заявил на предстартовой пресс-конференции 28 ноября Уилльям Шеперд, командир 1-й основной экспедиции на МКС. Он не стал скрывать, что устал от постоянных переносов сроков своего полета: – Я хочу, чтобы этот полет был позади. Я хочу сделать много вещей, и склоняюсь к тому, чтобы успешно слетать и покончить с этим.» Шеперд назвал рискованным запуск двух первых модулей МКС, когда нет полной уверенности в запуске Служебного модуля. Сергей Крикалев сказал, что напряжение можно снять хорошей шуткой. «Поэтому мы уже два с лишним годом шутим, что нам остался год до старта.»

Экипаж Роберта Кабаны находился в Центре Кеннеди 3–6 ноября и участвовал в демонстрационном предстартовом отсчете 5–6 ноября, доведенном до имитации аварийного выключения основных двигателей за 5 сек до старта. На запуск астронавты прибыли поздно вечером 29 ноября.

Предстартовый отсчет начался 30 ноября в 07:00 EST (восточное стандартное время, 12:00 UTC). Сразу после полуночи 3 декабря команда Кабаны заняла места на летной и средней палубе «Индевора». За 90 мин до пуска было утверждено точное время старта: 03:58:19 EST (08:58:19 UTC, 11:58:19 ДМВ). Это была середина 10-минутного стартового окна, которое продолжалось с 03:53 до 04:03. Поздно вечером налетела непогода (дождь на старте и по трассе аварийного возвращения к старту), но к моменту T-5 мин дождь прекратился, и было решено лететь.

За 4.5 мин до старта Боб Кабана доложил об аварийном сигнале в кабине. Отсчет был остановлен, но подготовка к запуску продолжалась параллельно с поиском причины. Специалисты Центра управления запуском и ЦУПа в Хьюстоне обнаружили, что аварийный сигнал прошел от датчика давления в магистрали гидросистемы, питаемой вспомогательной силовой установкой APU №1: при переключении в режим высокого давления он «увидел» кратковременное снижение давления до уровня 109 атм при предельно допустимом значении 163 атм. Ранее такая неисправность не случалась. За минуту до закрытия стартового окна специалисты по гидросистеме и по измерительным средствам успели дать «добро» на запуск, а руководитель полета Джон Шеннон – разрешение на продолжение отсчета с отметки T-31 сек. Но тут выяснилось, что запуск не проходит из-за ограничения, связанного с временем закрытия дренажно-предохранительного клапана бака жидкого кислорода и с запасом топлива на боковой маневр. Не хватало буквально 1–2 секунд, но на отметке T-19 сек предстартовый отсчет был остановлен окончательно. После приведения систем в безопасное состояние экипаж покинул корабль, наземный персонал слил топливо из внешнего бака.

Это был первый срыв старта с экипажем на борту за три года – 17 раз подряд шаттлы улетали без сбоя. «Попробуем еще раз, – сказал огорченный Кабана. – Оставалось всего вот столько», – и показал двумя пальцами, сколько именно. Менеджер стартовой интеграции Доналд МакМонэгл назвал происшедшее «благородной попыткой стартовать вовремя».

Так как выведение прошло успешно, то «за кадром» осталась большая работа, проделанная совместно специалистами ЦУП-М и ЦУП-Х. На случай преждевременной отсечки главной ДУ шаттла при выведении на орбиту была очень серьезно просчитана и подготовлена стратегия дальнейших операций, в частности – варианты необходимого понижения орбиты ФГБ для обеспечения стыковки с «Индевором». Дело в том, что при нештатном выведении «Индевору» пришлось бы сбросить за борт перед проведением маневра OMS-2 большое количество топлива, а оставшегося запаса не хватило бы для проведения стыковки на штатной орбите. При запуске в ЦУП-М оперативно транслировалась информация о ходе выведения. К счастью, резервный вариант не понадобился.

13-й полет «Индевора» начался

После дополнительного анализа причин сбоя (виноват оказался излишне чувствительный датчик) было решено пускать «Индевор» в ночь на 4 декабря. Суточная задержка обошлась NASA в 0.6 млн $. Стартовый отсчет начали с отметки T-11 час в 11:46 EST. Начало заправки внешнего бака было задержано примерно на час, чтобы заменить неисправный регулятор гелия. Прогноз погоды вновь был плохим – 60% против запуска, ночью на стартовом комплексе прошел дождь, но потом прояснилось и выглянула полная Луна. В момент старта было +22.4°C.

Измеряется миллисекундами...
Включение SSME №3 (2050) Включение SSME №2 (2044) Включение SSME №1 (2041) Включение ускорителей Контакт подъема	03:35:27.465 03:35:27.588 03:35:27.698 03:35:34.019 03:35:34.096

Около полуночи экипаж выехал на старт, и с 00:11 до 00:47 астронавты во второй раз заняли места в кабине: Кабана, Стёркоу, Кёрри и Росс – на летной палубе, Ньюман и Крикалев – на средней. Старт был назначен на 03:35:34 при стартовом окне с 03:31:40 до 03:41:41. «Мы готовы начать новую эру международного сотрудничества в космосе и построить эту космическую станцию», – провозгласил Боб Кабана за несколько секунд до старта. «Аминь», – отозвался капком Кент Роминджер.

ü На запуск «Индевора» прибыли представители 15 стран – участниц программы (Дэниел Голдин, Михаил Синельщиков, Йорг Фёйстель-Бюхль, Хидео Такамацу, Мак Эванс и др.) и госсекретарь США Мадлен Олбрайт. Присутствовавшая на обеих попытках запуска Олбрайт поблагодарила персонал NASA и заявила, что она поддерживает программу МКС. Напомним, что в проекте участвуют США, Россия, 10 из 14 стран – членов ЕКА (Бельгия, Дания, Германия, Испания, Италия, Нидерланды, Норвегия, Франция, Швейцария, Швеция; Италия участвует в программе как в составе ЕКА, так и самостоятельно), Канада, Япония и Бразилия. – И.Л.

И «Индевор» отправился в свой счастливый 13-й полет, но на этот раз его путь лежит к МКС… Ускорители отделились от внешнего бака на T+123.764 сек и успешно приводнились (доставлены 5 декабря в Порт-Канаверал к Ангару AF, состояние нормальное). Основные двигатели работали на 104.5% с дросселированием до 72% при прохождении зоны максимального скоростного напора. Включение двигателей системы орбитального маневрирования для создания дополнительной тяги было выполнено в T+133 сек, двигатели работали 102 сек. Через 346 сек после старта был выполнен разворот в положение орбитальной ступенью кверху и внешним баком книзу, как и в пяти предыдущих полетах. На T+502.1 сек прошла отсечка основных двигателей, которые показали средний удельный импульс при работе на полной тяге – 453.2 сек (номинальное значение – 452.73 сек). Корабль отделился от внешнего бака и вышел на переходную орбиту высотой 75x313 км. Во время выведения перегрелась одна из APU, и экипаж переключил ее на запасной контур охлаждения.

Через 44 мин 09 сек после запуска, в 04:19, «Индевор» был довыведен на начальную орбиту с наклонением 51.595°, высотой 179.9x324.5 км (здесь и далее высоты над сферой радиусом 6378.14 км) и периодом 89.476 мин.

О программе полета

STS-88 – первый американский полет по программе сборки Международной космической станции, начатой запуском Функционально-грузового блока «Заря» 20 ноября. В графике сборки МКС полет STS-88 имеет обозначение ISS-02-2A, что означает: второй полет по программе МКС, второй американский элемент. Основной доставляемый элемент МКС – узловой модуль Node 1/Unity («Единство») с герметичными стыковочными адаптерами PMA-1 и PMA-2. Unity расположен в секциях 7-13 грузового отсека.

Кроме основного груза, в план полета STS-88 включены полезные нагрузки и эксперименты SAC-A, MightySat 1, GAS G-093, ICBC, SEM-07 и SIMPLEX, а также четыре детальных дополнительных задания и пять испытательных заданий. Согласно официальному пресс-киту NASA к полету STS-88, стартовая масса STS-88 составляла 2049506 кг, стартовая масса орбитальной ступени -119715 кг, расчетная посадочная масса «Индевора» – 90853 кг.

MightySat 1 – первый спутник в серии аппаратов Директората космических экспериментов Лаборатории Филлипса ВВС США, предназначенных для отработки технологических решений и проведения технических экспериментов. КА изготовлен и испытан на авиабазе Кёртланд (штат Нью-Мексико). Спутник построен на базе т.н. выбрасываемой платформы, отделяемой с помощью стандартной системы отделения HES (Hitchhiker ejection system). Аппарат и система отделения находятся в открытом контейнере Hitchhiker объемом 0.14 м³, закрепленном на адаптере GABA на левом борту в 6-й секции грузового отсека вместе с блоком электроники LAP.

Масса спутника – 61 кг, а всей ПН – 320 кг. На MightySat 1 отрабатываются конструкция из композиционных материалов массой всего 7.7 кг, усовершенствованные солнечные элементы, способные (по сообщению CNN) использовать ИК-излучение Солнца и имеющие эффективность на 18–21% лучше обычных, миниатюрные радиационно-стойкие компоненты электроники, детекторы микрочастиц и устройство безударного отделения с использованием эффекта памяти формы.

Два технических эксперимента AMTEC и AWCS подготовлены компанией AMPS, Inc. Первый посвящен испытаниям высокоэффективного щелочно-металлического термоэлектрического преобразователя (Alkali Metal Thermal-to-Electric Converter) с жидким натрием в качестве рабочего тела и «твердым керамическим электролитом» BASE (Beta Alumina Solid Electrolyte), разделяющим области с различным давлением паров натрия. Преобразователь типа AMTEC предполагается использовать на АМС Pluto Express. Вторая установка представляет собой автоматическую систему подачи полупроводниковых образцов в рабочую зону (Automated Wafer Cartridge System) и контроля процесса.

«У нас была отличная космическая станция, – заявил 30 ноября астронавт-исследователь первого экипажа станции Skylab Джозеф Кервин. – Думаю, что объем и оснащение той лаборатории будет предметом зависти экипажей, которые будут летать на МКС. У них модули меньше, они более тесные... С другой стороны, эта штука компьютеризирована. У нее в 10 раз больше мощности. Она имеет возможности и средства для проведения намного большего количества научных и технических исследований, и поэтому я аплодирую ей.»

Управление аппаратом непосредственно после отделения ведет Центр управления ПН (POCC) Центра космических полетов имени Годдарда (GSFC), но в течение 6 час после этого он должен оказаться в зоне видимости наземной станции в г.Альбукерке (Нью-Мексико) и быть передан операторам Директората испытаний и оценок Центра космических и ракетных систем ВВС США. Расчетный срок работы КА – один год.

SAC-A – аргентинский научно-прикладной спутник (Satelite de Aplicaciones/Cientifico-A). КА разработан институтом INVAP в г.Барилоче по заданию Национальной комиссии по космической деятельности (CONAE). Аппарат оснащен навигационной системой с дифференциальным GPS-приемником, ПЗС-камерой, кремниевыми солнечными элементами национального производства и магнитометром, а также аппаратурой для контроля перемещения китов у берегов Аргентины. (Кит оснащается GPS-приемником, данные которого считываются на спутник и сбрасываются на Землю.) Ориентация КА обеспечивается одним маховиком. Спутник находится в контейнере Hitchhiker с управляемой крышкой HMDA и системой отделения HES, закрепленном на адаптере GABA по левому борту 2-й секции ГО. Полная масса ПН – 268 кг, включая массу спутника – 60 кг.

SAC-A может работать на высоте от 370 до 250 км. С учетом возможных вариаций плотности атмосферы он будет спускаться от первой высоты до второй в течение 5–9 месяцев. Управление спутником в течение всего срока работы будет вестись из POCC GSFC. Частоты радиолинии: 242 МГц («борт-Земля»), 401.520 МГц («Земля-борт»).

И.Афанасьев. «Новости космонавтики» Первым изготовленным в США элементом Международной космической станции является модуль Node 1 («первый узловой»), называемый также Unity («Единство» или «Единение»). Модуль Node 1 был изготовлен на предприятии The Boeing Co. в г.Хантсвилл (Алабама). Монтаж основной аппаратуры в модуле был завершен в июне 1997 г. в Центре космических полетов им.Маршалла NASA. Работы велись силами объединенной группы, насчитывающей 200 человек – специалистов фирмы – генерального подрядчика по МКС The Boeing Company, субподрядных организаций и сотрудников NASA. В модуле установлено свыше 50000 деталей, 216 трубопроводов перекачки жидкостей и газов, 121 кабель внутреннего и наружного монтажа общей длиной порядка 10 км. Монтаж производился в особо чистом помещении. Для облегчения доступа инженеров и техников ко всем участкам изделия модуль помещался на поворотный сборочный стенд. Одна только компания Boeing, не говоря об остальных подрядчиках, составила для деталировки сложной конструкции матчасти около 1800 чертежей! Node 1 выполнен в виде цилиндра длиной 5.49 м и диаметром 4.58 м из алюминиевого сплава и снабжен шестью люками, четыре из которых (радиальные) представляют собой закрытые люками проемы с рамами, а два торцевых оснащены замками, к которым присоединены стыковочные адаптеры, имеющие по два осевых стыковочных узла. К шести портам модуля (с адаптерами) будут пристыковываться следующие элементы МКС: – ФГБ «Заря»; – сегмент Z1 внешней фермы; – американский лабораторный модуль; Рисунки дают некоторое представление о внутреннем устройстве и внешнем виде модуля Unity – шлюзовая камера; – купол осмотра станции; – модуль Node 3. Через модуль будут проходить важнейшие коммуникации станции, такие как трубопроводы, сети системы регулирования параметров среды и системы обеспечения жизнедеятельности, электрические силовые кабели и кабели передачи данных. В Космическом центре им.Кеннеди Unity был оснащен двумя герметичными стыковочными адаптерами PMA (Pressurized Mating Adapter), имеющими вид несимметричных конических коронок. Адаптер PMA-1 обеспечит стыковку американских и российских компонентов станции, PMA-2 – стыковку к ней кораблей Space Shuttle. В адаптерах размещены компьютеры, обеспечивающие функции контроля и управления модулем Unity, а также передачу данных, речевой информации и видеосвязь с хьюстонским ЦУПом на первых этапах монтажа МКС, дополняя российские системы связи, установленные в модуле «Заря». Элементы адаптеров построены на предприятии компании Boeing в г.Хантингтон-Бич, шт.Калифорния. Unity с двумя адаптерами в пусковой конфигурации имеет длину 10.98 м и массу около 11500 кг. Проектирование и изготовление модуля Unity обошлось примерно в 300 млн $. Кроме Unity, при строительстве МКС будут использованы еще два подобных ему соединительных «узловых» модуля. Их изготовит по заказу ЕКА итальянская компания Alenia Aerospazio. Модули Node 2 и -3 будут несколько длиннее Unity – приблизительно 6.4 м. Каждый будет иметь на борту восемь стандартных стоек оборудования (Unity запущен с одной стойкой, а всего их будет установлено четыре). Модули будут переданы NASA как частичная оплата услуг по запуску европейского лабораторного модуля Columbus и другого оборудования на борту кораблей Space Shuttle.

G-093 – эксперимент с целью исследования прохождения вихревого кольца через границу жидкость/газ в невесомости и проводится в контейнере GAS. Установка состоит из емкости с жидкостью, лазерной системы освещения, цифровой съемочной системы и системы регистрации. Аппаратура и система терморегулирования запитываются во время выведения по сигналу бародатчика. В начальный период полета астронавты готовят управляющий компьютер и запускают 8-часовой эксперимент, который прекращается по команде встроенного временного устройства. Эксперимент G-093 подготовлен Университетом Мичигана.

ü Астронавты STS-88 с гордостью носят имя «Собачья команда» (The Dog Crew), и у каждого есть свое прозвище. Ничего удивительного для экипажа, в котором пилотами два морпеха: Рик Стёркоу – «Собака дьявола» (Devil Dog – прозвище морского пехотинца), Боб Кабана – «Могучий пес» (Mighty Dog). Джим Ньюман получил свое имя «Плуто» (Pluto) еще в прошлом экипаже в сентябре 1995 г., взяв его в честь любимой планеты Плутон и диснеевского героя. Джерри Росс стал Хутчем (Hootch, большая и слюнявая собака из фильма «Turner and Hootch»), Нэнси Кёрри досталась кличка «Лайка» (в честь нашей Лайки), а Сергею Крикалеву – «Спотник» (Spotnik). Почему «Спотник», а не «Спутник», не знаю. – И.Л. 27 ноября. 8-е сутки полета В этот день проводилась отработка режимов полета ФГБ, которые будут задействованы при его стыковке с шаттлом. В момент захвата ФГБ манипулятором шаттла СУ модуля будет отключена, а непосредственно перед этим в течение примерно одного витка ФГБ будет находиться в режиме гравитационной ориентации (ГО). В режиме ГО модуль продольной осью (+X) направлен в надир (т.е. к Земле), а ось +Y ориентирована по вектору скорости. На 105-м витке было введено полетное задание, в соответствии с которым в 03:33 ДМВ включилась СУ. К началу ЗРВ 108-го витка была построена базовая ориентация модуля (продольной осью по вектору скорости), а в ЗРВ 109-го витка управленцы наблюдали за разворотом ФГБ в гравитационную ориентацию. Наблюдение осуществлялось как по телеметрии, так и с помощью телевизионной камеры №2, передавшей четкое изображение Земли. Тем самым был отработан еще один режим ориентации модуля. На 110-м витке была включена ТВ-камера №1. При построенной ориентации она оказалась направлена в противоположную от Земли сторону. В ЦУП передавалось очень четкое изображение ФГБ. На этом же витке СУ была отключена, а на следующем произведена двухосная закрутка. В период с 28 ноября по 5 декабря (9-е – 17-е сутки полета) проводился контроль бортовых систем. В ночь с 29 на 30 ноября был проведен тест аппаратуры пассивной части системы сближения и стыковки «Курс-П», а 1-2 декабря – коррекция бортового программного обеспечения MDM, позволившая установить правильное бортовое время. Практически каждый день проводилась небольшая подзакрутка ФГБ относительно двух осей для поддержания номинальной угловой скорости вращения 0.18 °/с. Каждый раз при включениях двигателей ДПС расход топлива составлял 100-150 граммов. К моменту стыковки с шаттлом бортовой запас топлива (без учета «незабора») составлял 2648 кг.

SEM-07 – это контейнер GAS объемом 0.14 м³ с набором экспериментов, поставленных учениками школ и вузов. Программа SEM началась в 1995 г. как развитие программы GAS. Эксперимент проводится на шаттле в 6-й раз. Контейнеры SEM-07 и G-093 установлены на адаптере GABA на левой стенке грузового отсека в 13-й секции.

ICBC – кинокамера формата IMAX в грузовом отсеке (ICBC – IMAX Cargo Bay Camera). Камера предназначена для высококачественной документальной съемки работ по сборке МКС: установки Unity на ODS, сближения и стыковки с ФГБ, выходов, облета станции. ПН ICBC общей массой 301 кг закреплена в 13-й секции ГО по правому борту на адаптере GABA. Цветная кинокамера IMAX находится в герметичном боксе с подвижной крышкой объектива. Камера имеет широкоугольный объектив с фокусным расстоянием 30 мм и заряжена примерно 1070 метрами пленки формата 65 мм, которых достаточно для съемки со скоростью 24 кадра в секунду в течение 10.5 мин. Скорость съемки медленно движущихся объектов может быть уменьшена до 6 кадров в секунду. Ось объектива направлена из грузового отсека в направлении 23° от вертикальной оси Z в сторону носа «Индевора».

Проект IMAX осуществляется совместно NASA, Национальным аэрокосмическим музеем, компаниями IMAX Systems Corp. (Торонто, Канада) и Lockheed Martin Corp. На основании космических съемок, выполненных камерами IMAX в полетах шатлов 41C, 41D, 41G, STS-29, -34, -32, -31, -42, -46, -51, -61, -63, -71 и -74, выпущены 70-миллиметровые кинофильмы для IMAX-кинотеатров «The Dream Is Alive», «The Blue Planet» «Destiny in Space» и др.

Кроме перечисленных грузов, в ГО «Индевора» находятся: – манипулятор RMS №303; – туннельный адаптер №002 (секции 1-2); – внешняя шлюзовая камера со стыковочной системой ODS (секции 3-4); – лазерные датчики TCS (два – по правому борту в 6-й и 7-й секции); – укладка для хранения инструментов и катушка с кабелем (4-я секция, по правому борту); – четыре «якоря» PFR и две опоры для них (по бортам 5-й секции). В кабине «Индевор» несет грузы для МКС. Четыре детальных дополнительных задания DSO представляют собой медицинские эксперименты, а пять испытательных заданий DTO – технические. В число последних входят два эксперимента по навигации с использованием Глобальной навигационной системы GPS (DTO 700-14 и 700-15), испытания новой системы удаления йода из питьевой воды LIRS вместо используемой сейчас системы GIRA (DTO-691), отработка устройства аварийного перемещения SAFER (DTO-689) и исследование динамики структуры МКС (DTO-257).

Хроника полета

4 декабря, пятница. 1-й день полета. Створки грузового отсека были открыты через 90 мин после старта. Еще через несколько минут экипаж получил разрешение на перевод корабля в режим орбитального полета. Была развернута антенна связи через СР, с помощью которой на Землю передаются большие объемы данных и телевизионное изображение, расконсервирована аппаратура управления ПН. Через 2 час 30 мин после старта Рик Стёркоу подал питание на ПН Hitchhiker со спутником MightySat, а Нэнси Кёрри привела в исходное состояние манипулятор RMS. Через 2 час 40 мин после старта были развернуты панели радиаторов.

Так получилось, что старт «Индевора» состоялся в ту самую минуту, едва ли не в ту же секунду, когда «Заря» проходила в зените над мысом Канаверал, и после выхода на орбиту шаттл отставал от станции всего на несколько минут орбитального полета. Правда, для встречи и стыковки этот вариант один из самых неудобных: приходится обгонять цель на целый виток. На 3-м витке, примерно в 03:20 полетного времени, Кабана и Стеркоу провели первую коррекцию орбиты «Индевора» – подъем перигея. Корабль был переведен на орбиту с наклонением 51.597°, высотой 190.1x325.3 км (над сферой) и периодом 89.587 мин. По состоянию на 09:30 CST шаттл был уже всего в 2100 км позади станции и догонял ее на 1100 км за виток. Естественно, через два витка «Индевор» прошел под ФГБ и ушел вперед. По плану полета астронавты должны были уйти спать через 5 часов после старта, в 07:36 CST (здесь и далее, если не указано иначе, – хьюстонское, или центральное стандартное время; 13:36 UTC). Отбой, однако, состоялся на 45 мин позже: потребовалось устранить неисправность в системе обмена файлами OCA (Orbiter Communications Adapter) между ЦУПом и бортом. Время подъема изменено не было: 15:36 CST.

4–5 декабря. 2-й день полета. Каждое утро на борту шаттла начинается с музыкального приветствия ЦУПа в Хьюстоне. Иногда тема песни «привязана» к плану работ, иногда ее заказывают для того или иного члена экипажа. Песня, прозвучавшая 5 декабря, называлась «Приготовься» (Get Ready, by The Temptations), поскольку весь день был отведен на подготовку к стыковке и выходам. «Крис, мы готовы. Экипаж чувствует себя отлично, готовы приступить к работе», – доложил Роберт Кабана ЦУПу.

Утром Росс, Ньюман и Стеркоу проверили космические «спасжилеты» – установки автономного перемещения SAFER. Их придется использовать, если во время выхода астронавт «сорвется» с якоря или с карабина и уйдет в автономный полет. До МКС эта проблема решалась маневрированием шаттла, но когда корабль состыкован со станцией – не поманеврируешь. (Поэтому же, кстати, Росс и Ньюман должны фиксироваться в процессе перемещения за бортом не одним карабином, как раньше, а двумя.)

Около 21:00 Нэнси Кёрри проверила дистанционный манипулятор RMS и осмотрела с помощью установленных на нем телекамер грузовой отсек, модуль Unity и его адаптеры. Вечером Росс и Ньюман проверили шлюзовую камеру и три выходных скафандра (два будут использованы при выходах, третий – запасной). Наконец, давление в кабине было снижено с нормального до 530 мм рт.ст. Это позволяет выходящим астронавтам тратить меньше времени на удаление растворенного в крови азота.

Росс и Ньюман опробовали Систему космического зрения OSVS. Одна из камер застряла было во время разворота влево, но ее удалось «вытащить».

5-6 декабря. 17-е сутки полета ФГБ. Произошло отключение первой линейки ПрМПА в главном программно-временном устройстве бортовой аппаратуры командно-измерительной системы «Компарус». Работоспособность устройства была восстановлена после переключения на резервную (вторую) линейку. 6-7 декабря. 18-е сутки полета ФГБ. На витке 259 расчет КИС «Куб-Контур» ОКИК-15 заложил на борт полетное задание на построение необходимой ориентации перед стыковкой с шаттлом. В 22:52 ДМВ (13:52 CST) СУ модуля была включена и к началу ЗРВ 261-го витка началось построение орбитальной ориентации, а в 01:12 (16:12) ФГБ с помощью двигателей ДПС был развернут в ГО осью +X в надир и, соответственно, стыковочным узлом для Node 1 в зенит. Для контроля построенной ориентации была включена ТВ-камера №2, и управленцы наблюдали на мониторах четкое изображение земного горизонта. После этого в 02:44:38 ДМВ (17:44:38 CST) система управления была выключена по команде с Земли. На все время совместного полета для управления ориентацией комплекса МКС-шаттл должны задействоваться только двигатели шаттла, а наземные службы управления ФГБ будут осуществлять контроль бортовых систем без проведения каких-либо активных динамических операций. На витках 263 и 264 (во время проведения захвата и сцепки) на ФГБ была включена ТВ-камера №1, смотревшая в сторону Node 1.

По команде с борта было выдвинуто в рабочее положение внешнее кольцо стыковочного агрегата «Индевора». Сергей Крикалев проверил средства, обеспечивающие сближение с модулем «Заря».

В конце дня экипаж «сбросил» видеозапись, сделанную в кабине во время выведения на орбиту, а в 05:36 астронавты ушли спать. За время их сна «Индевор» обогнал «Зарю» на полвитка и вновь начал приближаться к ней сзади.

5–6 декабря. 3-й день полета. Рабочий день начался в 13:36 песней «Поднять якоря» (Anchors Aweigh) в честь Роберта Кабаны – выпускника Академии ВМФ США. В 15:50 Нэнси Кёрри подала питание на манипулятор RMS, а в 16:25 (по плану – 16:06) захватила с его помощью модуль Unity. Диаметр модуля всего на 5 см меньше, чем ширина грузового отсека, и вытащить его – задача не из легких. Поэтому Кабана, Ньюман и Стёркоу помогали Нэнси. Дождавшись рассвета, Кёрри стала поднимать узловой модуль из ГО. «Прекрасная и тонкая работа, – подбадривал ее с Земли Крис Хэдфилд. – Приятно посмотреть.» – «Нэнси – настоящий профессионал», – поддакивал Кабана.

Подняв Unity на 4 м над грузовым отсеком, Кёрри повернула его в вертикальное положение – так, чтобы адаптер PMA-2 был снизу, а PMA-1 сверху – и подвела на расстояние в несколько дюймов от выдвинутого кольца активного стыковочного узла «Индевора». После этого сочленения манипулятора были «расфиксированы», чтобы он мог изгибаться свободно, и Боб Кабана выдал импульс нижними двигателями системы RCS. Корабль пошел вверх и в 17:45 пристыковался к пассивному узлу Unity. Это произошло над восточной частью Китая. «Мы крепко соединили Unity с «Индевором», – доложил командир в 17:55, – и готовы к великому старту строительства МКС...».

Команда на стягивание была выдана с заднего поста летной палубы. Когда стягивание завершилось и стыковка была закончена, астронавты наддули объем стыковочного узла и открыли его. Кабана и Росс вошли в PMA-2 и установили заглушки на воздушные клапаны между ним и Unity; после этого давление в кабине шаттла и в PMA-2 было вновь доведено до 530 мм. (Выравнивание давления улучшает механические характеристики адаптера во время пристыковки ФГБ.) Астронавты также проверили работоспособность стыковочного агрегата на втором гермоадаптере PMA-1: выдали с заднего поста команды на выдвижение и втягивание кольца стыковочного агрегата.

Росс и Ньюман занимались проверкой 135 инструментов и приспособлений для работы на внешней поверхности Unity и «Зари» и шлюзовой камеры. Кабана и Ньюман опробовали аппаратуру обеспечения сближения с ФГБ (средства индикации на базе лаптопов и ручной лазерный дальномер). Была проверена система OSVS.

В 23:01 Ньюман и Крикалев разговаривали с корреспондентом New York Times.

В 21:32 была проведена коррекция орбиты «Индевора» – ее подняли с 189.5x325.9 до 215.6x388.3 км, период обращения увеличился с 89.559 до 90.474 мин. Новая орбита, однако, оказалась неудачной: Космическое командование США предупредило NASA, что 6 декабря в 04:40:56 «Индевор» ожидает сближение до 2.9 км со второй ступенью РН Delta 2, на которой 6 ноября была запущена очередная партия «Иридиумов». По указанию Дж.Шеннона около 02:40 Роберт Кабана выполнил маневр уклонения – включил на 6 сек двигатели, что повлекло подъем апогея примерно на 1 км и увеличение периода до 90.492 мин. (Маневр не только «развел» «Индевор» и объект 25532 до 8 км, но и изменил условия сближения с ФГБ. Расчетное расстояние между шаттлом и «Зарей» на момент начала завтрашних маневров увеличилось на 32 км. Однако время маневра начала перехвата TI и последующих операций осталось близким к расчетному.)

С 03:36 в течение 7 часов астронавты отдыхали.

6-7 декабря. 4-й день полета STS-88. День стыковки с ФГБ начался с музыкального привета командиру экипажа: Сара, дочь Роберта Кабана, попросила передать песню Джуди Гарланд «Где-то над радугой» (Somewhere Over the Rainbow, by Judy Garland).

Один из пяти основных компьютеров «Индевора» стал выдавать неверную информацию, и его пришлось выключить.

Во время сближения с ФГБ Кабана и Стёркоу отвечали за маневрирование и ориентацию шаттла, а Ньюман и Крикалев – за измерение дальности до «Зари» лазерным дальномером. В 13:30, на расстоянии 88 км позади цели, пилоты выполнили маневр фазирования, который обеспечил выход «Индевора» в точку начала перехвата. Через 15 мин астронавты заметили впереди «Зарю» («яркая маленькая звездочка»). В 15:15, находясь в 16.7 км (9 морских миль) позади «Зари», Кабана и Стёркоу выполнили маневр TI и повели корабль на перехват.

В 16:45 командир перешел на ручное управление, и вскоре американцы были в 180 м под «Зарей» (на оси +R). В полетах к станции «Мир» из этой точки шли на стыковку. На этот раз Боб и Рик сначала облетели «Зарю» в 180 м спереди, ушли вверх и зависли на расстоянии около 75 м на оси -R. Дальше Кабана подходил, ориентируясь на картинку с телекамеры в грузовом отсеке: над верхними окнами летной палубы нависала 13-тонная махина Unity и не позволяла видеть «Зарю». Нэнси Кёрри вывела манипулятор RMS и приготовилась к захвату.

Стыковка ФГБ и Unity происходила совсем не так, как мы привыкли. К «Салюту-7» или к «Миру» модули подходили своим ходом в автоматическом режиме, «подгоняемые» бортовыми двигателями малой тяги, и стыковались «с разбегу». Касание, удар, штанга активного узла входит в гнездо пассивного, успокоение, стягивание, стыковка. (Так же будет подходить связка ФГБ/Node 1 к Служебному модулю, но это еще впереди.) На этот раз все не так. Активную роль играет не модуль, а шаттл. Модуль удерживается манипулятором, а «Индевор» обеспечивает соединение объектов. Этот процесс имеет специальное название: не стыковка (docking), а пристыковка (berthing).

Между краем грузового отсека и носом «Зари» осталось три метра. В 17:47:15 CST (23:47:15 UTC), минута в минуту по плану, Нэнси Кёрри захватила оконечным устройством манипулятора стыковочно-такелажный узел EFGF, расположенный на гермоадаптере ФГБ. «Так, половина дела сделана», – радировал Кабана. Захват произошел на 263-м витке полета ФГБ.

Теперь предстояло перенести ФГБ в точку в 15 см над стыковочным узлом PMA-1 с ошибкой не более 10 см по координатам и 4° от вертикали. «Заря» была самым тяжелым объектом, перемещаемым с помощью манипулятора шаттла, – она примерно на 3 тонны массивнее космической обсерватории GRO, запущенной с помощью RMS в полете STS-37. И эту массу предстояло передвигать едва ли не самой хрупкой из американских астронавток: рост Нэнси всего 152 см, а вес – 43 кг. Хорошо, конечно, что не надо рвать жилы: моторы сочленений манипулятора достаточно мощны. Но Кёрри не могла видеть ФГБ непосредственно и (впервые в истории полетов шаттлов) пользовалась только телевизионной картинкой. «Дело даже не в том, насколько это трудно, – говорила она перед стартом, – а в том, насколько мы должны быть осторожны и как много времени это занимает.» Более 100 раз Нэнси (между прочем, обладатель докторской степени по строительству) «стыковала» два объекта на тренажере, чтобы не ошибиться в полете – с «неисправным» манипулятором и с большими угловыми скоростями, с самыми разными кознями инструкторов. «Единственное, чего они не сделали – не завязали глаза и не связали руки за спиной.» Уже после расстыковки Нэнси призналась: «Не сказать, что я немного нервничала, было бы неправдой».

Неудивительно, что процесс установки модуля в нужное положение относительно PMA-1 на Unity занял целых два часа, на полчаса больше, чем предусматривал план полета. Наконец, ответные части двух российских стыковочных механизмов – активного узла на PMA-1 и пассивного узла АСП-П ФГБ – смотрели навстречу друг другу с отклонением в 2 см и 0.5°. Механическая рука была «расслаблена», и в 20:07 CST (вместо 19:36 по плану и над южной частью Тихого океана вместо России) Кабана выдал импульс на пристыковку. «Хьюстон, «Индевор». Мы захватили «Зарю»», – сообщил он, когда элементы двух узлов соприкоснулись. «Поздравляем экипаж отличного судна «Индевор». Это великолепно», – откликнулся Хьюстон.

Но соединятся ли в одно целое два космических объекта, построенные в двух разных странах и никогда не состыкованные на Земле? Несколько минут казалось, что стыковка может сорваться: втягивание кольца активного стыковочного механизма не проходило до конца! После нескольких неудачных попыток ЦУП посоветовал Кёрри отойти от штатного плана и снять манипулятор с такелажного узла на «Заре». Попытка, начатая в 20:44, оказалась успешной: в 20:48 CST (02:48 UTC, 05:48 ДМВ) крюки стыковочного механизма на PMA-1 сработали, и режим стыковки был завершен. «Прекрасная и аккуратная работа», – похвалил Хьюстон.

ü Стоимость эксплуатации шаттлов по сравнению с максимальным уровнем 1992 г. удалось сократить на 27%, что означает экономию 4 млрд долларов. Время межполетной подготовки шаттла сократилось на 23%, количество замечаний в полетах – на 70%. Об этом говорится в пресс-релизе компании Boeing North American. Как утверждает вице-президент фирмы и генеральный менеджер по многоразовым космическим системам Рик Стивенс (Rick Stephens), при разумных вложениях в модернизацию и запланированном росте количества полетов стоимость доставки 1 кг груза на орбиту должна сократиться к 2005 г. на 70% от нынешнего уровня. – С.Г.

На случай неудачи планом полета была предусмотрена вторая попытка в тот же день. Кроме того, Джерри Росс и Джеймс Ньюман были готовы выйти на следующий день в открытый космос и добиться завершения стыковки.

Первые два блока Международной космической станции были соединены на орбите с наклонением 51.616°, высотой 387.1x 389.5 км (над эллипсоидом 389.3x400.7 км) и периодом 92.266 мин. Захват произошел над территорией Казахстана севернее озера Балхаш, завершение стыковки – двумя витками позже над Средиземным морем.

Через несколько минут после стыковки Кабана доложил, что две антенны системы ТОРУ действительно не развернулись до конца. И когда Нэнси Кёрри занялась осмотром и съемкой ФГБ с помощью телекамер манипулятора, она уделила этим антеннам повышенное внимание. Оказалось, что пирозаряды сработали (следовательно, антенны не представляют повышенной опасности). Тем временем Росс, Ньюман, Стёркоу и Крикалев готовились к завтрашней работе на внешней поверхности станции и к предстоящему переходу на ее борт. Кабана и Крикалев проверили линию связи с российским ЦУПом.

С 03:36 астронавты отдыхали. Тем временем руководители полета с обеих сторон решили включить в план предстоящей работы в ФГБ замену преобразователя тока запасным. Эта операция поручена Сергею Крикалеву, который имеет опыт таких замен на станции «Мир».

далее