Путь на ГСО с облетом Луны - единственный практический пример (окончание). НК 14/1998
Продолжение лунной одиссеи:
HGS-1: долгая дорога на геостационарную орбиту (НК №14 за 1998 г.)
В.Агапов. НК.
«Мы в экстазе», - так охарактеризовал состояние сотрудников компании Hughes Electronics менеджер проекта «спасения» аппарата HGS-1 Марк Скидмор (Mark Skidmore). И было от чего. 19 июня многострадальный HGS-1 (он же в прошлом Asiasat-3) был переведен на геосинхронную орбиту. Первый в истории освоения космического пространства перелет коммерческого космического аппарата с орбиты аварийного выведения на рабочую орбиту с помощью гравитационного поля Луны завершился!
НК уже сообщали о том, как началась эта история (НК №10, 1998, стр. 23-24). Читатели расстались с HGS-1 в начале мая, когда аппарат совершал последний виток перед решающим рывком к Луне. С этого момента и продолжим рассказ.
Итак, после очередного включения ДУ 30 апреля КА оказался на орбите с периодом ~7.8 сут и высотой ~410x320000 км. Приращение скорости в перигее по сравнению с первоначальной орбитой аварийного выведения составило порядка 760 м/с. Это был 11-й по счету маневр проведенный аппаратом с 10 апреля (по двухстрочным орбитальным элементам можно отследить только 9 - два оставшихся, видимо, были проведены в самом начале в качестве тестовых включений ДУ и имели небольшую величину). Можно задать вполне закономерный вопрос - зачем нужно было проводить так много маневров? Нельзя ли было обойтись двумя-тремя? И хотя в официально выдаваемой информации ничего об этом не говорилось, тем не менее постараюсь изложить те обстоятельства, которые, на мой взгляд, сыграли в этом решающую роль.
Напомню, что в течение всего времени после отделения КА Asiasat-3 от разгонного блока не было возможности использовать режим штатной трехосной ориентации и поэтому КА находился в режиме «закрутки» с ориентацией антенного комплекса на Землю. Панели солнечных батарей при этом находились в сложенном состоянии, и энергопитание могло осуществляться только за счет двух из восьми секций площадью 5.5 м2 каждая, которые могут обеспечить в идеале мощность около 2.2 кВт (реально в режиме стабилизации вращением - существенно меньше). Питание шло также за счет 29-элементного никель-водородного аккумулятора, способного обеспечить 350 А-ч. Для обеспечения устойчивости вращения КА (за счет увеличения момента инерции) были развернуты две основные параболические антенны диаметром по 2.72 м каждая, которые при работе на стационарной орбите должны использоваться для обеспечения связи в С- и Ku-диапазонах. Для проведения коррекций орбиты на аппарате имеется один двигатель R-4D тягой 490 Н и 12 ДУ тягой по 22 Н. Все двигатели двухкомпонентные и используют в качестве топлива монометилгидразин (горючее) и азотный тетроксид (окислитель).
И все же, почему же так много импульсов? Для ответа на этот вопрос нужно, в первую очередь, получить представление о том, как же нужно послать аппарат к Луне, чтобы он затем вернулся на требуемую околоземную орбиту.
Применительно к различным классам орбит этот вопрос исследовался с конца 50-х годов и первым практическим использованием гравитационного поля Луны для обеспечения необходимых условий пролета около Земли был полет советской станции «Луна-3», запущенной 4 октября 1959 г. Траектория пролета Луны была выбрана таким образом, чтобы после гравитационного разворота возвратная траектория движения КА проходила над Северным полушарием и обеспечивала возможность приема сигналов с изображением обратной стороны Луны наземными станциями, расположенными на территории Советского Союза, с минимальных расстояний.
Возможность использования гравитационного маневра при облете Луны для выведения КА на геостационарную орбиту с низкой круговой была впервые исследована в 1967 г. в диссертации В.В.Ивашкина, сотрудника Института прикладной математики Академии наук. В 1971 г. основные результаты этой работы были опубликованы в журнале Академии наук СССР «Космические исследования» (том IX, вып.2, стр. 163-172). В работе, в частности, показано, что, по сравнению с оптимальными двух- и трехимпульсными переходами с низкой круговой на геостационарную орбиту, облет Луны дает выигрыш только в случаях, когда наклонение начальной орбиты превышает 30°. Для начальной орбиты с наклонением около 50° уменьшение потребной энергетики составляет 190-310 м/с в зависимости от значения текущих параметров орбиты Луны (которые достаточно сильно меняются во времени; например, наклонение плоскости орбиты Луны по отношению к экватору Земли меняется в диапазоне 18°18' - 28°36' с периодом 173 сут, изменяются также аргумент перигея и долгота восходящего узла). При использовании такой схемы полета Луна в момент наибольшего сближения с ней должна находиться вблизи восходящего или нисходящего узла своей орбиты (т.е. должна в этот момент пересекать плоскость земного экватора), поэтому в течение месяца имеется два «окна» для реализации данной схемы перелета. Допустимый диапазон времени отлета от Земли составляет (для каждого «окна») около суток (с низкой круговой орбиты - это обстоятельство следует запомнить!). Раннему времени отлета от Земли соответствуют «слабые» траектории с большим временем полета к Луне (~4-5 сут) и большим расстоянием от Луны в периселении траектории (~4-10 тыс. км). Позднему времени отлета соответствуют более «сильные» траектории, с меньшим временем полета к Луне (~3-3.6 сут) и с небольшим расстоянием от Луны в периселении (~2000 км).
Итак, первое обстоятельство - жесткое ограничение на время отлета от Земли. Поскольку HGS-1 находился на сильно вытянутой эллиптической орбите с высоким апогеем (в обиходе такие орбиты называют высокоэллиптическими; и хотя это не совсем верно с точки зрения русского языка, тем не менее термин прижился), а не на низкой околокруговой, то помимо выполнения общих условий перелета нужно было обеспечить синхронизацию по времени этих требований с моментом прохождения перигея. Зачем это нужно? Дело в том, что главной задачей являлось изменение высоты (радиуса) апогея, а, как известно, максимум приращения этого радиуса при минимуме энергетических затрат достигается при проведении коррекции именно в перигее орбиты. Для околокруговых орбит такой принципиальной разницы нет, поскольку радиусы апогея и перигея у них примерно одинаковы. Таким образом, постепенно изменяя период обращения КА, нужно было обеспечить в определенный день прохождение перигея в заданное время.
Что касается выбора момента старта к Луне с высокоэллиптической орбиты, то следует отметить еще одно обстоятельство. Поскольку плоскость орбиты КА изменяет свое положение в пространстве под действием различных возмущающих факторов (это явление называется прецессией плоскости орбиты), то нужно было подобрать момент времени, когда Луна в момент прохождения узла своей орбиты (конечно же, под «моментом» здесь подразумевается не мгновенное событие, а некоторый промежуток времени) пересекала бы одновременно и плоскость движения аппарата или, по крайней мере, находилась вблизи нее. Очевидно, что выполнить это требование в данном случае было очень сложно - пришлось бы долго ждать, когда долгота восходящего узла орбиты КА стала бы близкой к долготе восходящего узла орбиты Луны. А долго потому, что как плоскость орбиты КА на высокоэллиптической орбите, так и плоскость орбиты Луны имеют очень небольшую скорость прецессии. В этом случае остается один выход - найти такие моменты начала перелета, при которых в момент максимального сближения КА с Луной последняя находилась бы как можно ближе к плоскости экватора Земли. Именно эта стратегия, как будет ясно далее, и была использована.
Описанные выше требования можно назвать баллистическими, поскольку они обуславливают ограничения на осуществление перелета с точки зрения небесной механики.
А теперь о второй возможной причине, вызвавшей необходимость большого количества маневров КА HGS-1. В пресс-релизах не говорится о том, какие ДУ использовались при проведении маневров, но независимо от этого требуемое время работы для перевода на траекторию полета к Луне при небольших значениях тяги и довольно существенной массе аппарата составляет десятки минут. И хотя ДУ рассчитаны на такие времена работы, тем не менее точность исполнения маневров была, возможно, существенно ограничена нештатной ориентацией и при длительных включениях аппарат мог оказаться на орбите, сильно отличающейся от расчетной. В случае же пролета Луны это могло привести к очень большому промаху и пролету на большом расстоянии (и тогда весь эффект свелся бы практически к нулю). Кроме того, проводя серию небольших импульсов есть возможность с помощью последующего исправить ошибки предыдущего (или, по крайней мере, учесть их при планировании).
Поэтому, скорее всего, учитывая все приведенные выше соображения, инженеры Hughes провели моделирование и приняли решение провести серию маневров, которая в итоге привела бы к требуемому увеличению высоты апогея орбиты.
7 мая около 9:00 UTC на борт аппарата была передана программа на проведение очередного, 12-го, маневра. Двигательная установка была включена в районе перигея около 00:42 UTC 8 мая. ДУ проработала около двух минут, после чего аппарат отправился в 9-дневное путешествие вокруг Луны. Контроль за движением аппарата осуществлялся с помощью радиотехнических, оптических и радиолокационных средств, расположенных по всему миру. Управление аппаратом осуществлялось с помощью наземной станции управления в Филлморе, шт.Калифорния. Эта станция принадлежит компании PanAmSat Corp., основным владельцем которой является Hughes Electronics Corp. Напомню, что Hughes Global Services (HGS) является дочерней компанией Hughes Space and Communications Co., которая, в свою очередь, является подразделением Hughes Electronics Corp. Включение ДУ 8 мая проводилось вне зоны радиовидимости наземных средств, и факт его проведения был подтвержден только через полчаса, а еще через час по результатам уточнения параметров орбиты была подтверждена правильность исполнения коррекции. Теперь HGS-1 летел к Луне!
Встреча с ней состоялась 13 мая. Ее началом можно считать 18:52 UTC, когда аппарат зашел за Луну и оказался в радиотени, продолжавшейся до 19:20 UTC. В 19:55 UTC аппарат прошел на минимальном расстоянии от поверхности - 6248 км (3883 мили). В этот момент Луна находилась над точкой 17.99° ю.ш., 87.41° в.д., а расстояние от ее центра до центра Земли составляло 389627.9 км. Гравитационное поле Луны развернуло плоскость орбиты движения КА, и на обратном пути к Земле он уже двигался по орбите с наклонением 18.2° (т.е. примерно равным той широте, над которой находилась Луна в момент пролета КА) вместо начальных 52.1°, а высота перигея возросла с 400 до ~36000 км.
В конце апреля при планировании «операции» предполагалось (как об этом было сказано во всех информационных сообщениях), что после возвращения к Земле, 17 мая будет выдан тормозной импульс, который понизит апогей, и в течение недели-двух аппарат будет переведен на околостационарную орбиту. Однако, видимо, уже в ходе полета стало ясно, что один пролет Луны не обеспечит требуемой конечной орбиты (по крайней мере, по наклонению), и был запланирован еще один подобный пролет. В то, что второй пролет изначально не планировался, верится с трудом. Более вероятно, что все было ясно и с самого начала, но в целях перестраховки (а вдруг не получится?) прессе об этом не сообщалось. Это косвенно следует из заявления президента HGS Рональда Свенсона (Ronald V. Swanson), которое он сделал 18 мая после возвращения КА к Земле. «Хотя первый пролет Луны был полностью успешным и все поставленные нами задачи выполнены, тем не менее мы всегда говорили, что будем пытаться получить наилучшую орбиту из возможных. Второй пролет Луны позволит получить существенно лучшую орбиту и тем самым увеличит привлекательность аппарата для потенциальных пользователей. Мы не планируем каких-либо дополнительных пролетов Луны, поскольку они сведут на нет достигнутые улучшения». Очень хороший пример общения с прессой - до поры до времени говорим столько, сколько нужно в витиеватой форме (хоть и с некоторыми деталями), а когда развязка близка, то можно делать и категорические заявления, поскольку они уже ни на что не повлияют.
Трасса КА HGS-1 с 18:00 UTC 14 июня по 00:00 UTC 19 июня
малиновый - трасса КА с 18:00 UTC 14 июня по 15:00 UTC 16 июня;
желтый - трасса КА с 15:00 UTC 16 июня по 18:30 UTC 17 июня;
белый - трасса КА с 18:30 UTC 17 июня по 00:00 UTC 19 июня
Итак, 17 мая около 03:00 UTC во время прохождения перигея КА провел небольшой маневр, после которого перешел на 15-суточную орбиту ожидания.
2 июня около 02:40 UTC ДУ аппарата были включены вновь (на этот раз было явно указано, что работали двигатели тягой 22 Н [~5 фунтов], но не указано количество работавших ДУ) и, проработав 30 минут, обеспечили переход КА на траекторию второго сближения и пролета Луны. Апогей орбиты второй встречи с Луной имел высоту около 488000 км. 6 июня в 16:30 UTC HGS-1 прошел на минимальном расстоянии от лунной поверхности - порядка 34300 км. В этот момент сама Луна находилась над точкой поверхности Земли с координатами 9.43° ю.ш., 72.95° в.д., а расстояние между их центрами составляло 397042.4 км. На этот раз Луна уменьшила наклонение плоскости орбиты аппарата еще на 8°. Судя по двухстрочным элементам, после второго пролета Луны наклонение орбиты HGS-1 составило 10.2° (т.е. опять же близко по значению к широте «подлунной» точки на поверхности Земли в момент наибольшего сближения), а после тормозного импульса 14 июня - 8.85°. Если все элементы верны, то это означает, что 14 июня одновременно с понижением апогея была проведена и коррекция наклонения плоскости орбиты с 10.2 до 8.85°. Так или иначе, 14 июня в 16:15 UTC ДУ была включена на 46 минут (здесь, видимо, и был произведен доворот плоскости), а в 17:50 UTC - ещё на 2 минуты. В результате HGS-1 перешел на орбиту высотой 35900x82300 км и периодом обращения 46.3 ч. В последующие дни было проведено еще два маневра, обеспечивших переход аппарата на околостационарную орбиту - 16 июня в 14:29 UTC (длительность работы ДУ - 28 мин, орбита после маневра 35870x45000 км, 8.75°, 28 ч) и 17 июня в 18:29 UTC (орбита после маневра 35634x35865 км, 8.72°, 1434.3 мин). Трасса, вдоль которой двигался КА с 14 по 19 июня, показана на рисунке 1. По сути, последние маневры предназначались уже для перевода КА в точку стояния на ГСО. Положение аппарата было окончательно стабилизировано 19 июня после двух небольших маневров и по состоянию на 25 июня HGS-1 находился на геосинхронной орбите, пересекающей экватор над Тихим океаном в диапазоне долгот 157°32' - 56°33' з.д. (высота орбиты - 35684х 35899, период 1436.4 мин). Отличие геосинхронной орбиты от геостационарной - в наклонении. Окончательное наклонение орбиты HGS-1 составляет 8.70°, и трасса КА имеет вид восьмерки с серединой около экватора и крайними точками на широте 8.7° в северном и южном полушариях.
1 - первое сближение с Луной, расстояние 6200 км, 13 мая, 4 pm EDT; 2 - 16 мая, 11 рm EDT; 3 - 24 мая, 11 рm EDT, расстояние до Земли 488000 км; 4 - 1 июня, 11 pm EDT; 5 - второе сближение с Луной, расстояние 36000 км, 6 июня, 12 pm EDT; 6 - 14 июня, 5 рт EDT; 7 - окончательная геосинхронная орбита, 16 июня; 8 - траектория первого сближения с Луной; 9 - орбита фазирования; 10 - траектория второго сближения с Луной.
Такая орбита создает определенные неудобства в эксплуатации КА, поскольку для приема/передачи сигнала необходимо иметь антенну, отслеживающую положение КА на небе. Для пользователей небольших домашних антенн для непосредственного приема телесигнала со спутника, это обстоятельство является непреодолимым препятствием, а потому услуги непосредственного ТВ-вещания уже не могут быть предоставлены потенциальным потребителям. Однако, по словам Марка Скидмора, Hughes уже получил много предложений от компаний, предоставляющих услуги кабельного телевидения и телевидения на морских судах. Эти компании имеют в своем распоряжении необходимые антенные устройства для слежения за аппаратом. Менее оптимистично выглядят комментарии аналитиков, считающих, что дело пока еще не в шляпе, поскольку все крупные компании имеют собственные спутники и вряд ли достаточно быстро найдется заказчик на аренду ИСЗ, работающего с ограничениями. Тем не менее, если заказчики все же найдутся и эксплуатация начнет приносить прибыль, то HGS по существующему соглашению должен будет разделить ее с консорциумом из 27 страховых компаний, оплатившим компании Asiasat первоначальную страховку в 200 млн долларов за невозможность использования КА по целевому назначению.
Итак, эпопея завершена. В своем комментарии Скидмор сказал, что оставшегося запаса бортового топлива хватит на 10-15 лет эксплуатации (вот это да!). Роберт Свенсон подчеркнул, что команда «миссии спасения» первоклассно проделала титаническую работу и подтвердила возможность проведения подобных операций по спасению дорогостоящих КА в будущем.
А в заключение хотелось бы отметить маленький факт. В начале июня в Институт прикладной математики им. М.В.Келдыша РАН на имя В.В.Ивашкина пришло письмо из компании Hughes, в котором выражалась признательность ученому за разработанную в свое время теорию перехода на геостационарную орбиту с использованием лунного поля тяготения. Результаты тех давних исследований и легли в основу математических моделей, позволивших осуществить столь беспрецедентную операцию. Хочется от всей души поздравить Вячеслава Васильевича с воплощением в жизнь очередной из его многочисленных научных разработок.
При подготовке статьи использованы материалы пресс-релизов HGS, Hughes Space and Communications, сообщений информационного агентства Франс-Пресс, а также статьи В.В.Ивашкина и Н.Н.Тупицына «Об использовании гравитационного поля Луны для выведения космического аппарата на стационарную орбиту спутника Земли».
HGS-1: долгая дорога на геостационарную орбиту (НК №14 за 1998 г.)
В.Агапов. НК.
«Мы в экстазе», - так охарактеризовал состояние сотрудников компании Hughes Electronics менеджер проекта «спасения» аппарата HGS-1 Марк Скидмор (Mark Skidmore). И было от чего. 19 июня многострадальный HGS-1 (он же в прошлом Asiasat-3) был переведен на геосинхронную орбиту. Первый в истории освоения космического пространства перелет коммерческого космического аппарата с орбиты аварийного выведения на рабочую орбиту с помощью гравитационного поля Луны завершился!
НК уже сообщали о том, как началась эта история (НК №10, 1998, стр. 23-24). Читатели расстались с HGS-1 в начале мая, когда аппарат совершал последний виток перед решающим рывком к Луне. С этого момента и продолжим рассказ.
Итак, после очередного включения ДУ 30 апреля КА оказался на орбите с периодом ~7.8 сут и высотой ~410x320000 км. Приращение скорости в перигее по сравнению с первоначальной орбитой аварийного выведения составило порядка 760 м/с. Это был 11-й по счету маневр проведенный аппаратом с 10 апреля (по двухстрочным орбитальным элементам можно отследить только 9 - два оставшихся, видимо, были проведены в самом начале в качестве тестовых включений ДУ и имели небольшую величину). Можно задать вполне закономерный вопрос - зачем нужно было проводить так много маневров? Нельзя ли было обойтись двумя-тремя? И хотя в официально выдаваемой информации ничего об этом не говорилось, тем не менее постараюсь изложить те обстоятельства, которые, на мой взгляд, сыграли в этом решающую роль.
Напомню, что в течение всего времени после отделения КА Asiasat-3 от разгонного блока не было возможности использовать режим штатной трехосной ориентации и поэтому КА находился в режиме «закрутки» с ориентацией антенного комплекса на Землю. Панели солнечных батарей при этом находились в сложенном состоянии, и энергопитание могло осуществляться только за счет двух из восьми секций площадью 5.5 м2 каждая, которые могут обеспечить в идеале мощность около 2.2 кВт (реально в режиме стабилизации вращением - существенно меньше). Питание шло также за счет 29-элементного никель-водородного аккумулятора, способного обеспечить 350 А-ч. Для обеспечения устойчивости вращения КА (за счет увеличения момента инерции) были развернуты две основные параболические антенны диаметром по 2.72 м каждая, которые при работе на стационарной орбите должны использоваться для обеспечения связи в С- и Ku-диапазонах. Для проведения коррекций орбиты на аппарате имеется один двигатель R-4D тягой 490 Н и 12 ДУ тягой по 22 Н. Все двигатели двухкомпонентные и используют в качестве топлива монометилгидразин (горючее) и азотный тетроксид (окислитель).
И все же, почему же так много импульсов? Для ответа на этот вопрос нужно, в первую очередь, получить представление о том, как же нужно послать аппарат к Луне, чтобы он затем вернулся на требуемую околоземную орбиту.
Применительно к различным классам орбит этот вопрос исследовался с конца 50-х годов и первым практическим использованием гравитационного поля Луны для обеспечения необходимых условий пролета около Земли был полет советской станции «Луна-3», запущенной 4 октября 1959 г. Траектория пролета Луны была выбрана таким образом, чтобы после гравитационного разворота возвратная траектория движения КА проходила над Северным полушарием и обеспечивала возможность приема сигналов с изображением обратной стороны Луны наземными станциями, расположенными на территории Советского Союза, с минимальных расстояний.
Возможность использования гравитационного маневра при облете Луны для выведения КА на геостационарную орбиту с низкой круговой была впервые исследована в 1967 г. в диссертации В.В.Ивашкина, сотрудника Института прикладной математики Академии наук. В 1971 г. основные результаты этой работы были опубликованы в журнале Академии наук СССР «Космические исследования» (том IX, вып.2, стр. 163-172). В работе, в частности, показано, что, по сравнению с оптимальными двух- и трехимпульсными переходами с низкой круговой на геостационарную орбиту, облет Луны дает выигрыш только в случаях, когда наклонение начальной орбиты превышает 30°. Для начальной орбиты с наклонением около 50° уменьшение потребной энергетики составляет 190-310 м/с в зависимости от значения текущих параметров орбиты Луны (которые достаточно сильно меняются во времени; например, наклонение плоскости орбиты Луны по отношению к экватору Земли меняется в диапазоне 18°18' - 28°36' с периодом 173 сут, изменяются также аргумент перигея и долгота восходящего узла). При использовании такой схемы полета Луна в момент наибольшего сближения с ней должна находиться вблизи восходящего или нисходящего узла своей орбиты (т.е. должна в этот момент пересекать плоскость земного экватора), поэтому в течение месяца имеется два «окна» для реализации данной схемы перелета. Допустимый диапазон времени отлета от Земли составляет (для каждого «окна») около суток (с низкой круговой орбиты - это обстоятельство следует запомнить!). Раннему времени отлета от Земли соответствуют «слабые» траектории с большим временем полета к Луне (~4-5 сут) и большим расстоянием от Луны в периселении траектории (~4-10 тыс. км). Позднему времени отлета соответствуют более «сильные» траектории, с меньшим временем полета к Луне (~3-3.6 сут) и с небольшим расстоянием от Луны в периселении (~2000 км).
Итак, первое обстоятельство - жесткое ограничение на время отлета от Земли. Поскольку HGS-1 находился на сильно вытянутой эллиптической орбите с высоким апогеем (в обиходе такие орбиты называют высокоэллиптическими; и хотя это не совсем верно с точки зрения русского языка, тем не менее термин прижился), а не на низкой околокруговой, то помимо выполнения общих условий перелета нужно было обеспечить синхронизацию по времени этих требований с моментом прохождения перигея. Зачем это нужно? Дело в том, что главной задачей являлось изменение высоты (радиуса) апогея, а, как известно, максимум приращения этого радиуса при минимуме энергетических затрат достигается при проведении коррекции именно в перигее орбиты. Для околокруговых орбит такой принципиальной разницы нет, поскольку радиусы апогея и перигея у них примерно одинаковы. Таким образом, постепенно изменяя период обращения КА, нужно было обеспечить в определенный день прохождение перигея в заданное время.
Что касается выбора момента старта к Луне с высокоэллиптической орбиты, то следует отметить еще одно обстоятельство. Поскольку плоскость орбиты КА изменяет свое положение в пространстве под действием различных возмущающих факторов (это явление называется прецессией плоскости орбиты), то нужно было подобрать момент времени, когда Луна в момент прохождения узла своей орбиты (конечно же, под «моментом» здесь подразумевается не мгновенное событие, а некоторый промежуток времени) пересекала бы одновременно и плоскость движения аппарата или, по крайней мере, находилась вблизи нее. Очевидно, что выполнить это требование в данном случае было очень сложно - пришлось бы долго ждать, когда долгота восходящего узла орбиты КА стала бы близкой к долготе восходящего узла орбиты Луны. А долго потому, что как плоскость орбиты КА на высокоэллиптической орбите, так и плоскость орбиты Луны имеют очень небольшую скорость прецессии. В этом случае остается один выход - найти такие моменты начала перелета, при которых в момент максимального сближения КА с Луной последняя находилась бы как можно ближе к плоскости экватора Земли. Именно эта стратегия, как будет ясно далее, и была использована.
Описанные выше требования можно назвать баллистическими, поскольку они обуславливают ограничения на осуществление перелета с точки зрения небесной механики.
А теперь о второй возможной причине, вызвавшей необходимость большого количества маневров КА HGS-1. В пресс-релизах не говорится о том, какие ДУ использовались при проведении маневров, но независимо от этого требуемое время работы для перевода на траекторию полета к Луне при небольших значениях тяги и довольно существенной массе аппарата составляет десятки минут. И хотя ДУ рассчитаны на такие времена работы, тем не менее точность исполнения маневров была, возможно, существенно ограничена нештатной ориентацией и при длительных включениях аппарат мог оказаться на орбите, сильно отличающейся от расчетной. В случае же пролета Луны это могло привести к очень большому промаху и пролету на большом расстоянии (и тогда весь эффект свелся бы практически к нулю). Кроме того, проводя серию небольших импульсов есть возможность с помощью последующего исправить ошибки предыдущего (или, по крайней мере, учесть их при планировании).
Поэтому, скорее всего, учитывая все приведенные выше соображения, инженеры Hughes провели моделирование и приняли решение провести серию маневров, которая в итоге привела бы к требуемому увеличению высоты апогея орбиты.
7 мая около 9:00 UTC на борт аппарата была передана программа на проведение очередного, 12-го, маневра. Двигательная установка была включена в районе перигея около 00:42 UTC 8 мая. ДУ проработала около двух минут, после чего аппарат отправился в 9-дневное путешествие вокруг Луны. Контроль за движением аппарата осуществлялся с помощью радиотехнических, оптических и радиолокационных средств, расположенных по всему миру. Управление аппаратом осуществлялось с помощью наземной станции управления в Филлморе, шт.Калифорния. Эта станция принадлежит компании PanAmSat Corp., основным владельцем которой является Hughes Electronics Corp. Напомню, что Hughes Global Services (HGS) является дочерней компанией Hughes Space and Communications Co., которая, в свою очередь, является подразделением Hughes Electronics Corp. Включение ДУ 8 мая проводилось вне зоны радиовидимости наземных средств, и факт его проведения был подтвержден только через полчаса, а еще через час по результатам уточнения параметров орбиты была подтверждена правильность исполнения коррекции. Теперь HGS-1 летел к Луне!
Встреча с ней состоялась 13 мая. Ее началом можно считать 18:52 UTC, когда аппарат зашел за Луну и оказался в радиотени, продолжавшейся до 19:20 UTC. В 19:55 UTC аппарат прошел на минимальном расстоянии от поверхности - 6248 км (3883 мили). В этот момент Луна находилась над точкой 17.99° ю.ш., 87.41° в.д., а расстояние от ее центра до центра Земли составляло 389627.9 км. Гравитационное поле Луны развернуло плоскость орбиты движения КА, и на обратном пути к Земле он уже двигался по орбите с наклонением 18.2° (т.е. примерно равным той широте, над которой находилась Луна в момент пролета КА) вместо начальных 52.1°, а высота перигея возросла с 400 до ~36000 км.
В конце апреля при планировании «операции» предполагалось (как об этом было сказано во всех информационных сообщениях), что после возвращения к Земле, 17 мая будет выдан тормозной импульс, который понизит апогей, и в течение недели-двух аппарат будет переведен на околостационарную орбиту. Однако, видимо, уже в ходе полета стало ясно, что один пролет Луны не обеспечит требуемой конечной орбиты (по крайней мере, по наклонению), и был запланирован еще один подобный пролет. В то, что второй пролет изначально не планировался, верится с трудом. Более вероятно, что все было ясно и с самого начала, но в целях перестраховки (а вдруг не получится?) прессе об этом не сообщалось. Это косвенно следует из заявления президента HGS Рональда Свенсона (Ronald V. Swanson), которое он сделал 18 мая после возвращения КА к Земле. «Хотя первый пролет Луны был полностью успешным и все поставленные нами задачи выполнены, тем не менее мы всегда говорили, что будем пытаться получить наилучшую орбиту из возможных. Второй пролет Луны позволит получить существенно лучшую орбиту и тем самым увеличит привлекательность аппарата для потенциальных пользователей. Мы не планируем каких-либо дополнительных пролетов Луны, поскольку они сведут на нет достигнутые улучшения». Очень хороший пример общения с прессой - до поры до времени говорим столько, сколько нужно в витиеватой форме (хоть и с некоторыми деталями), а когда развязка близка, то можно делать и категорические заявления, поскольку они уже ни на что не повлияют.
Трасса КА HGS-1 с 18:00 UTC 14 июня по 00:00 UTC 19 июня
малиновый - трасса КА с 18:00 UTC 14 июня по 15:00 UTC 16 июня;
желтый - трасса КА с 15:00 UTC 16 июня по 18:30 UTC 17 июня;
белый - трасса КА с 18:30 UTC 17 июня по 00:00 UTC 19 июня
Итак, 17 мая около 03:00 UTC во время прохождения перигея КА провел небольшой маневр, после которого перешел на 15-суточную орбиту ожидания.
2 июня около 02:40 UTC ДУ аппарата были включены вновь (на этот раз было явно указано, что работали двигатели тягой 22 Н [~5 фунтов], но не указано количество работавших ДУ) и, проработав 30 минут, обеспечили переход КА на траекторию второго сближения и пролета Луны. Апогей орбиты второй встречи с Луной имел высоту около 488000 км. 6 июня в 16:30 UTC HGS-1 прошел на минимальном расстоянии от лунной поверхности - порядка 34300 км. В этот момент сама Луна находилась над точкой поверхности Земли с координатами 9.43° ю.ш., 72.95° в.д., а расстояние между их центрами составляло 397042.4 км. На этот раз Луна уменьшила наклонение плоскости орбиты аппарата еще на 8°. Судя по двухстрочным элементам, после второго пролета Луны наклонение орбиты HGS-1 составило 10.2° (т.е. опять же близко по значению к широте «подлунной» точки на поверхности Земли в момент наибольшего сближения), а после тормозного импульса 14 июня - 8.85°. Если все элементы верны, то это означает, что 14 июня одновременно с понижением апогея была проведена и коррекция наклонения плоскости орбиты с 10.2 до 8.85°. Так или иначе, 14 июня в 16:15 UTC ДУ была включена на 46 минут (здесь, видимо, и был произведен доворот плоскости), а в 17:50 UTC - ещё на 2 минуты. В результате HGS-1 перешел на орбиту высотой 35900x82300 км и периодом обращения 46.3 ч. В последующие дни было проведено еще два маневра, обеспечивших переход аппарата на околостационарную орбиту - 16 июня в 14:29 UTC (длительность работы ДУ - 28 мин, орбита после маневра 35870x45000 км, 8.75°, 28 ч) и 17 июня в 18:29 UTC (орбита после маневра 35634x35865 км, 8.72°, 1434.3 мин). Трасса, вдоль которой двигался КА с 14 по 19 июня, показана на рисунке 1. По сути, последние маневры предназначались уже для перевода КА в точку стояния на ГСО. Положение аппарата было окончательно стабилизировано 19 июня после двух небольших маневров и по состоянию на 25 июня HGS-1 находился на геосинхронной орбите, пересекающей экватор над Тихим океаном в диапазоне долгот 157°32' - 56°33' з.д. (высота орбиты - 35684х 35899, период 1436.4 мин). Отличие геосинхронной орбиты от геостационарной - в наклонении. Окончательное наклонение орбиты HGS-1 составляет 8.70°, и трасса КА имеет вид восьмерки с серединой около экватора и крайними точками на широте 8.7° в северном и южном полушариях.
1 - первое сближение с Луной, расстояние 6200 км, 13 мая, 4 pm EDT; 2 - 16 мая, 11 рm EDT; 3 - 24 мая, 11 рm EDT, расстояние до Земли 488000 км; 4 - 1 июня, 11 pm EDT; 5 - второе сближение с Луной, расстояние 36000 км, 6 июня, 12 pm EDT; 6 - 14 июня, 5 рт EDT; 7 - окончательная геосинхронная орбита, 16 июня; 8 - траектория первого сближения с Луной; 9 - орбита фазирования; 10 - траектория второго сближения с Луной.
Такая орбита создает определенные неудобства в эксплуатации КА, поскольку для приема/передачи сигнала необходимо иметь антенну, отслеживающую положение КА на небе. Для пользователей небольших домашних антенн для непосредственного приема телесигнала со спутника, это обстоятельство является непреодолимым препятствием, а потому услуги непосредственного ТВ-вещания уже не могут быть предоставлены потенциальным потребителям. Однако, по словам Марка Скидмора, Hughes уже получил много предложений от компаний, предоставляющих услуги кабельного телевидения и телевидения на морских судах. Эти компании имеют в своем распоряжении необходимые антенные устройства для слежения за аппаратом. Менее оптимистично выглядят комментарии аналитиков, считающих, что дело пока еще не в шляпе, поскольку все крупные компании имеют собственные спутники и вряд ли достаточно быстро найдется заказчик на аренду ИСЗ, работающего с ограничениями. Тем не менее, если заказчики все же найдутся и эксплуатация начнет приносить прибыль, то HGS по существующему соглашению должен будет разделить ее с консорциумом из 27 страховых компаний, оплатившим компании Asiasat первоначальную страховку в 200 млн долларов за невозможность использования КА по целевому назначению.
Итак, эпопея завершена. В своем комментарии Скидмор сказал, что оставшегося запаса бортового топлива хватит на 10-15 лет эксплуатации (вот это да!). Роберт Свенсон подчеркнул, что команда «миссии спасения» первоклассно проделала титаническую работу и подтвердила возможность проведения подобных операций по спасению дорогостоящих КА в будущем.
А в заключение хотелось бы отметить маленький факт. В начале июня в Институт прикладной математики им. М.В.Келдыша РАН на имя В.В.Ивашкина пришло письмо из компании Hughes, в котором выражалась признательность ученому за разработанную в свое время теорию перехода на геостационарную орбиту с использованием лунного поля тяготения. Результаты тех давних исследований и легли в основу математических моделей, позволивших осуществить столь беспрецедентную операцию. Хочется от всей души поздравить Вячеслава Васильевича с воплощением в жизнь очередной из его многочисленных научных разработок.
При подготовке статьи использованы материалы пресс-релизов HGS, Hughes Space and Communications, сообщений информационного агентства Франс-Пресс, а также статьи В.В.Ивашкина и Н.Н.Тупицына «Об использовании гравитационного поля Луны для выведения космического аппарата на стационарную орбиту спутника Земли».