Полет в небытие

   Единственньм существенным изменением по сравнению с прототипом является удлинение в направлении продольной оси блока расходного трубопровода окислителя на 350 мм. Это вызвано необходимостью установки на нем дополнительно сильфона и двух карданов для восприятия поперечных и продольных смещений входного фланца на кислородном баке.

   Удлинение расходного трубопровода окислителя привело к соответствующему смещению двигателя вдоль продольной оси блока, что вызвало необходимость введения дополнительного переходного силового узла со строительной высотой 350 мм между привалочной плоскостью двигателя и фермой подвески двигателя к модулю.

   В состав разгонного блока 204ГК входят:

- блок первой ступени (10Р), предназначенный для выведения полезного груза с промежуточной орбиты на разгонную;

- блок второй ступени (20Р), предназначенный для выведения с разгонной орбиты на стационарную;

- система управления;

- система бортовых измерений.

   При отделении блока 10Р вместе с ним отделяется и цилиндрический отсек блока 20Р. Конический опорный отсек блока 10Р сбрасывается вместе с силовым кольцом грузового транспортного контейнера. Разделение осуществляется по верхнему шпангоуту этого отсека при срабатывании пирозамков и пневмотолкателей.

   Ракета–носитель "Энергия", как писали разработчики, с кислородно–водородным разгонным блоком 204ГК и грузовым транспортным контейнером используется для доставки на геостационарную орбиту космических аппаратов на базе универсальной космической платформы для развертывания интегрированной спутниковой информационной системы. Грузовой транспортный контейнер, защищающий космические аппараты и разгонные блоки от действия скоростного напора, позволяет размещать в нем объекты объемом до 1000 м3 и массой до 95 т.

   При выведении на геостационарную орбиту по схеме с использованием гравитационного поля Луны в качестве отлетной орбиты рассматривалась орбита с параметрами 690 х 470 000 км.

   Высота апогея, долгота восходящего узла и аргумент перигея отлетной орбиты выбирался в зависимости от возможной даты старта - 1–2 раза в месяц, для обеспечения необходимых параметров подлетной орбиты, получающейся после облета Луны.

   После выведения орбитального блока на опорную орбиту блок может находиться на ней несколько витков (до суток), в зависимости от даты старта.

   Импульс перехода на отлетную орбиту отрабатывается за два включения с целью уменьшения гравитационных потерь. После отработки первой части импульса вторым включением маршевого двигателя в районе узла (восходящего или нисходящего, в зависимости от даты старта) опорной орбиты орбитальный блок переходит на промежуточную орбиту с параметрами 470 х 8800 км и периодом 3 ч 12 мин.

   Третьим включением маршевого двигателя разгонного блока через виток получившейся промежуточной орбиты орбитальный блок переводится на отлетную орбиту. После облета Луны под действием ее гравитационного поля орбитальный блок переходит на подлетную к Земле орбиту.

   Четвертое включение маршевого двигателя разгонного блока (не считая включений, необходимых для проведения коррекций) проводится в районе перигея подлетной орбиты - и орбитальный блок переводится на геостационарную орбиту.

   Время выведения по данной схеме после выхода на отлетную орбиту составит 7–8 суток. Энергетические затраты выведения по данной схеме определяются расстоянием от Земли до Луны в момент облета и минимальной высотой полета у Луны.

   Поскольку наклонение геостационарной орбиты равно нулю, рассматривать данную схему выведения можно только при прохождении Луной восходящего или нисходящего узла своей орбиты, то есть два раза в месяц.

   Схема выведения с облетом Луны требует обеспечения измерений траектории и выдачи команд на расстоянии до 300–460 тыс. км. В связи с большим количеством коррекций требуется более напряженная работа наземного комплекса управления при управлении полетом. Кроме того, невозможность проведения старта в заданное время в лунной схеме и проведение его на следующий день требует увеличения энергетики ракетной части.

   Журнал "Авиэйшн уик энд спейс текнолоджи" по поводу проекта тяжелой телекоммуникационной платформы высказал мнение о связанности судеб тяжелой ракеты–носителя "Энергия" и крупного космического конструкторского бюро НПО "Энергия".

   На геостационарную орбиту планируется запуск трех телекоммуникационных платформ массой 18,1 т, который при удовлетворительном финансировании разработки мог бы быть осуществлен в период с 1994 по 1997 гг. Каждый аппарат должен иметь солнечные батареи размахом в несколько десятков метров и нести ряд систем связи, позволяющих:

- вести телефонную связь с использованием ста тысяч дуплексных каналов;

- проводить телевизионное вещание с использованием 10–12 каналов;

- обеспечить связь с движущимися объектами, используя на каждой платформе, по крайней мере, 700 каналов для мобильной связи;

- вести передачу экологических, метеорологических и других данных, связывая воедино более ста тысяч небольших наземных передатчиков.