Выбор был невелик. Можно было остаться с тем же РБ Centaur G', перенеся его на одноразовый носитель ВВС Titan 34D7. Но первый старт этого “Титана” планировался лишь на февраль 1990 г., а запуск на нем станции НАСА был маловероятен до 1991 г. Этот вариант означал отказ от траектории прямого перелета: через два года после запуска станция должна была вернуться к Земле и пройти через пертурбационный маневр. Прибытие к Юпитеру в этом варианте откладывалось на семь лет — до ноября 1995 г.! Можно было пускать станцию с шаттла с менее мощным разгонным блоком (IUS, или TOS, быть может, с дополнительными твердотопливными двигателями).

    Однако в этом варианте тоже был необходим пертурбационный маневр, да еще требовалось увеличение объема топливных баков станции для выполнения довольно значительной коррекции на трассе полета. Наконец, рассматривалась возможность вновь разделить станцию на два аппарата. Орбитальный аппарат можно было запустить с шаттла в конце 1989 г., а более легкий атмосферный зонд — на “Титане” в 1991 г., в обоих случаях — с твердотопливными верхними ступенями. Но опять-таки для доставки атмосферного зонда к Юпитеру был нужен еще один “обеспечивающий” модуль! Да и стоимость двух пусков была, очевидно, выше, чем одного.
    Рассматривался также вариант отказа от запуска “Галилео”, сторонники которого указывали на то, что дополнительные расходы на проект очень велики, а к моменту прилета к Юпитеру станция будет использовать технические решения 20-летней давности. Дело закончилось бы, наверное, выбором “Титана”, если бы д-р Роджер Дил (Roger Diehl) из секции разработки заданий Лаборатории реактивного движения не нашел “многоходовую” баллистическую схему без пролета Марса, но с тремя пертурбационными маневрами у Венеры и Земли, которая все-таки позволяла уложиться в один пуск с шаттла с IUS'ом без большой переделки станции и обеспечивала при запуске в ноябре 1989 г. прибытие “Галилео” к Юпитеру в том же ноябре 1995 г. (траектория VEEGA — Venus/Earth/Earth Gravity Assist). Эта схема позволила также запланировать две встречи с астероидами класса S — относительно небольшой (951) Гаспрой и более крупной (243) Идой. Руководствуясь, видимо, принципом “лучше синица в руках, чем журавль в небе”, НАСА приняло ее к реализации.
    К концу 1987 г. стоимость проекта от начала до запуска оценивалась уже в 892 млн $. Сейчас, в декабре 1995 г., к этой сумме добавились еще 462 млн $ — стоимость управления станцией в течение 1989-1997 гг. И это без стоимости запуска и использования сети DSN! Следует также отметить стоимость международного участия — около 110 млн $. Кроме ФРГ, в проекте участвуют ученые и инженеры из Австралии, Британии, Испании, Канады, Франции и Швеции. 21 февраля 1987 г. “Галилео” был возвращен в Лабораторию реактивного движения и разобран для внесения модификаций, связанных с новой схемой полета. Большая часть приборов была возвращена постановщикам. Основные изменения были связаны с необходимостью полета к Венере и увеличением теплового потока в два раза по сравнению с взятым в расчет ранее. Так, на станции появился теплозащитный экран снизу от антенны высокого коэффициента усиления HGA, была введена дополнительная антенна низкого коэффициента усиления LGA для связи в пределах земной орбиты. Покрытие аппарата вместо черного сделали блестящим, некоторые участки корпуса, штанг и приборов закрыли экранами из золотой фольги. На атмосферном зонде были заменены или переделаны парашют и пиросистема его выведения, литиево-диоксид-серная батарея. С целью улучшения характеристик был переработан радиометр NFR.
    Новая сборка станции началась в декабре 1987 г., в середине 1988 г. были проведены термовакуумные и электрические испытания. Последнее препятствие было преодолено весной 1989 г., когда потребовался повторный допуск к полету 12 двигателей ориентации фирмы МВБ. В графике запусков шаттлов, опубликованном в октябре 1986 г., для пусков “Галилео” и “Улисса” были в предварительном порядке отведены “окна” в ноябре 1989 и октябре 1990 г. В апреле 1987 г. было достигнуто соглашение между ЕКА и НАСА о порядке запуска станций “Галилео” и “Улисс”, и в октябре 1987 г. запуск “Галилео” был назначен на 8-9 октября 1989 г. (STS-34). Эта программа рассматривалась как приоритетная: порядок других полетов изменялся для того, чтобы обеспечить запуск в заданный срок. 30 ноября 1988 г. был объявлен экипаж STS-34: командир Доналд Уилльямс, пилот Майкл Мак-Калли, специалисты Шеннон Люсид, Франклин Чанг-Диас и Эллен Бейкер.

17 октября на отметке Т-5 мин запуска “Атлантиса” с “Галилео” был отложен на 24 часа из-за грозы в районе стартового комплекса и плохой погоды на точках аварийной посадки. На следующий день было еще облачно, но все же погода улучшилась, и в 16:53:40 GMT “Атлантис” ушел со старта. От начала работ по проекту до запуска автоматической межпланетной станции “Галилео” NASA прошло 12 лет.

КА "GALILEO" - NASA и ЮПИТЕР

    16 мая 1989 г., после 4.5 суток автомобильной транспортировки, орбитальный аппарат станции “Галилео” прибыл в Космический центр имени Дж.Ф.Кеннеди. Атмосферный зонд был доставлен месяцем раньше — 17 апреля 1989 г. Станция была проверена и состыкована с атмосферным зондом в корпусе SAEF-2. Интересно, что за два месяца до запуска во время испытаний аппаратуры “Галилео” с использованием камеры SSI был сделан и первый снимок Юпитера. Полосы в атмосфере и спутники были видны даже за 800 млн км! 3 августа в здании VPF “Галилео” был состыкован с РБ IUS №19. 9-10 августа прошли контрольные интерфейсные испытании. 25 августа станция была доставлена на стартовый комплекс LC-39B, куда 29 августа была вывезена космическая транспортная система STS-34 с кораблем “Атлантис”. На следующий день связка IUS/”Галилео” была установлена в грузовой отсек. В начале сентября был проведен контрольный сеанс связи и управления станцией из JPL. Уже в начале октября пришлось заменить один из двух компьютеров РБ IUS, так как их данные не соответствовали друг другу. Установка на “Галилео” радиоизотопных плутониевых генераторов состоялась 3 октября — всего за 9 суток до намеченного старта.
    Радиоизотопные генераторы стали причиной последнего неожиданного препятствия перед запуском “Галилео”. Группы защитников окружающей среды потребовали от НАСА отказа от запуска под тем предлогом, что 22 кг диоксида плутония представляют смертельную угрозу для жителей Флориды в случае распыления их в атмосфере при аварийном запуске. Тот факт, что плутоний заключен в специальную защиту, способную выдержать экстремальные условия аварийного возвращения, их не убеждал. Более того, перед каждым из двух пролетов Земли подавался иск с целью запретить его в судебном порядке. Суд оба раза признал пролет Земли возможным. Запуск “Атлантиса” с “Галилео” был назначен на 12 октября 1989 г. Однако в ночь на 11 октября предстартовый отсчет был остановлен на отметке Т-19 час, поскольку в одном из основных двигателей оказалось неисправным главное программно-временное устройство МЕС. Его замена на стартовом комплексе повлекла задержку старта до 17 октября. Хотя эта дата и находилась в пределах астрономического окна, перенос поставил под угрозу пролет астероида (243) Ида. Дело в том, что отсрочка могла потребовать большего расхода топлива бортовых двигателей “Галилео” на коррекции с сокращением орбитальной части программы, а отказ от пролета Иды сулил экономию в 40 кг.
    17 октября на отметке Т-5 мин запуска “Атлантиса” с “Галилео” был отложен на 24 часа из-за грозы в районе стартового комплекса и плохой погоды на точках аварийной посадки. На следующий день было еще облачно, но все же погода улучшилась, и в 16:53:40 GMT “Атлантис” ушел со старта. От начала работ до запуска АМС “Галилео” прошло 12 лет.7 декабря 1995 г. атмосферный зонд “Галилео” выполнил спуск в атмосферу Юпитера, а орбитальный аппарат был успешно переведен на орбиту спутника этой планеты.
    Теперь нужно сказать несколько слов о конструкции АМС “Галилео”. Станция состоит из орбитального аппарата (ОА) и атмосферного зонда (AЗ). Орбитальный аппарат разделен на две функциональные части — верхнюю вращающуюся секцию и нижнюю невращающуюся. Приборы для исследования полей, заряженных частиц и пыли расположены на вращающейся части. На нее приходится большая часть массы ОА. Здесь расположены система энергопитания, двигательная установка, большая часть электроники системы управления и компьютеров, антенны. Нормальная скорость вращения — примерно 3 об/мин, на время проведения динамических операций она увеличивается до 10 об/мин. Вращение стабилизирует положение оси аппарата в пространстве. Невращающуюся часть образуют статор, сканирующая платформа и блок приема данных с атмосферного зонда. Положение этой части в пространстве стабильно. На сканирующей платформе размещены камеры и спектрометры, требующие трехосной ориентации и наведения на объект. Наведение выполняется с точностью 0.2”, скорость поворота — до 1° в секунду.
    Комплект научной аппаратуры орбитального аппарата обеспечивает 12 экспериментов. Суммарная масса полезной нагрузки — 118 кг. Для двух экспериментов используется штатная радиосистема станции, и поэтому приборов на ОА только 10. К сведениям об их расположении нужно добавить, что детектор крайнего ультрафиолета от прибора UVS расположен на вращающейся части ОА, а датчики магнетометра и антенна эксперимента PWS вынесены на штанге на расстояние до 10.9 м от оси вращения. Счетчик тяжелых ионов HIC считается техническим экспериментом. Он поставлен на борт для оценки опасной обстановки по заряженным частицам в месте полета станции.
    Камера SSI способна получить изображения поверхности спутников с разрешением в 20-1000 раз лучше, чем было получено “Вояджерами”, в основном за счет съемки с меньшего расстояния. ПЗС-приемник камеры с 800x800 элементами более чувствителен и имеет более широкий спектральный диапазон, чем видиконы “Вояджеров”. Очень важный инструмент “Галилео” — инфракрасный спектрометр с построением изображения NIMS с 408 каналами(!). Орбитальный аппарат имел при запуске массу 2223 кг, не включая массу переходника разгонного блока. Высота ОА — 6,15 м. Более 40% массы ОА — 925 кг — приходится на топливо бортовой ДУ, хранящееся в 4 баках. В состав ДУ RPM входит основной двигатель S400 тягой 400 Н и 2 группы из 6 двигателей ориентации S10 тягой по 10 Н, два бака наддува с гелием, трубопроводы, клапаны и система управления. Двигатели работают на монометилгидразине и азотном тетраоксиде. Суммарный импульс скорости — около 1600 м/с.
    Для передачи огромного объема данных с орбитального аппарата предназначалась антенна высокого усиления HGA (High Gain Antenna) диаметром 4.8 м, сходная по конструкции с использованной на спутниках TDRS. Антенна находится на оси вращения в верхней части станции. При старте она была сложена; ее было решено развернуть только после ухода станции из пределов земной орбиты. Через HGA орбитальный аппарат “Галилео” должен был вести передачу на частоте 8415 МГц (диапазон X) со скоростью 115.2 кбит/с в режиме непосредственной передачи и 134.4 кбит/с в режиме воспроизведения. Кроме антенны HGA, на станции было установлено две антенны низкого усиления (LGA, Low Gain Antenna). Одна, расположенная на раскрывающейся ферме RTG и направленная “вниз” (т.е. в направлении, куда смотрит лобовой экран атмосферного зонда), использовалась только при полете во внутренней области Солнечной системы.
    Конструкторы станции не имели выбора в части источника питания “Галилео". На орбите Юпитера поток солнечной энергии и 26 раз ниже, чем у Земли, и потому солнечные батареи приемлемого размера не могут обеспечить достаточную мощность. Для питания на станцию были установлены два радиоизотопных термоэлектрических генератора (RTG) на плутонии-238 (по 10.9 кг диоксида плутония в каждом), которые обеспечивали электрическую мощность 570 Вт при запуске, примерно 498 Вт в середине 1995 и около 480 Вт в конце полета в 1997 г. Они были изготовлены “General Electric Co.” по заданию Управления специальных ядерных проектов Министерства энергетики США. Генераторы отнесены от корпуса аппарата на двух фермах длиной по 5 м.
    Атмосферный зонд имел массу 339 кг и состоял из трех основных частей: конического лобового экрана и хвостовою обтекателя в форме сферическою сегмента, образующих вместе модуль торможения, и расположенного внутри десантного модуля — контейнера с аппаратурой. Высота AЗ — всего 0.86 м, диаметр лобового экрана — 1.25 м. Модуль торможения имеет массу 220 кг (из них 152 кг — лобовой экран), десантный модуль — 118 кг. Его части имеют каркас из клепаного алюминия и абляционное покрытие — фенольный углепластик на лобовом экране и фенольно-нейлоновый материал на хвостовом обтекателе. Лобовой экран с углом раствора 90° предохраняет аппарат от нагрева при торможении в атмосфере, а хвостовой обтекатель — от проникновения тепла. На закругленном носу конуса лобового экрана толщина теплозащиты максимальна — около 15 см. Запас толщины очень невелик — от 30 до 44% в разных местах относительно расчетной глубины уноса материала. Модуль торможения имеет систему терморегулирования, работающую до входа в атмосферу. Лобовой экран прикрыт каптоновой лентой с золотым покрытием, нанесенным путем осаждения паров в вакууме, хвостовой обтекатель — каптоновой лентой с алюминиевым покрытием. Хвостовой обтекатель имеет также электропроводящую изоляционную оболочку, обеспечивающую стекание электрических зарядов.

Обозначение	Наименование	Постановщик	Объект исследования
1. Орбитальный аппарат (невращающаяся часть)
SSI	Solid-State Imaging Camera Твердотельная камера	Michael Belton, NOAO Майкл Белтон	Съемка галилеевых спутников с разрешением 1 км и лучше, съемка Юпитера для исследования динамики атмосферы
NIMS	Near-Infrared Mapping Spectrometer Картографический спектрометр близкого ИК-диапазона	Robert Carlson, Jet Propulsion Laboratory Роберт Карлсон, Лаборатория реактивного движения	Многодиапазонная тепловая съемка, определение состава и морфологии поверхностей спутников, атмосферы и облачного слоя Юпитера
UVS	Ultraviolet Spectrometer Ультрафиолетовый спектрометр	Charles Hord, University of Colorado Чарлз Хорд, Университет Колорадо	Газовый состав атмосферы, аэрозоли, структура верхних атмосфер
PPR	Photopolarimeter Radiometer Фотополяриметр-радиометр	James Hansen, Goddard Institute for Space Studies Джеймс Хэнсен	Атмосферные частицы, тепловое и отраженное излучение поверхностей спутников
2. Орбитальный аппарат (вращающаяся часть)
MAG	Magnetometer Магнитометр	Маргарет Кивелсон, Университет Калифорнии, Лос-Анжелес	Напряженность и флуктуации магнитных полей
EPD	Energetic Particles Detector Детектор энергичных частиц	Доналд Уилльямс, Лаборатория прикладной физики Ун-та Дж.Гопкинса	Распределение по энергиям и направлениям электронов, протонов, тяжелых ионов с высокими энергиями
PLS	Plasma Detector Плазменный детектор	Lou Frank, University of Iowa Лу Фрэнк, Университет Айовы	Состав, энергия, распределение заряженных частиц низких энергий в плазме Юпитера
PWS	Plasma Wave Плазменно-волновой инструмент	Donald Gurnett, University of Iowa, Доналд Гарнетт, Университет Айовы	Электромагнитные волны, взаимодействие волн и частиц в плазме Юпитера
DOS	Dust Detector Subsystem Детектор пыли	Эберхард Грюн, Институт ядерной физики имени Макса Планка	Масса, скорость и заряд субмикрониых частиц пыли космического и юпитерианского происхождения
-	Радиоэксперимент/Небесная механика	Джон Андерсон, Лаборатория реактивного движения	Определение масс и движений небесных тел по радиосигналу аппарата
-	Radio Science /Propagation Распространение радиосигналов	H.Taylor Howard, Stanford University Тейлор Хоуард, Стэнфордский университет	Определение размеров небесных тел и строения атмосфер по распространению радиосигнала
HIC	Heavy Ion Counter Счетчик тяжелых ионов	Эдвард Стоун, Калифорнийский технологический институт	Заряженные частицы в окрестности КА
3. Атмосферный зонд
ASI	Atmospheric Structure Instrument Исследование структуры атмосферы	Элвин Сейфф, Исследовательский центр имени Эймса НАСА	Изменение температуры, давления, плотности и молекулярной массы в атмосфере Юпитера с высотой
NMS	Neutral Mass Spectrometer Нейтральный масс-спектрометр	Hasso Niemann, NASA Goddard Space Flight Center	Химический и изотопный состав атмосферы
HAD	Helium Abundance Detector Детектор количества гелия	Ульф фон Зан, Боннский университет, ФРГ	Точное измерение соотношения гелий/водород
NEP	Nephelometer Нефелометр	Борис Рейджент, Исследовательский центр имени Эймса НАСА	Обнаружение облачности, определение микрофизических характеристик твердых и жидких частиц в облаках
NFR	Net Flux Radiometer Радиометр разностного потока	Larry Sromovsky, University of Wisconsin Ларри Сромовски, Университет Висконсина	Определение разницы потоков солнечной и внутренней тепловой энергии в зависимости от высоты
LRD/ EPI	Детектор молний / Детектор энергичных частиц	Louis Lanzerotti, Bell Laboratories Луис Ланцеротти, Лаборатории Белл	Обнаружение молний по световым явлениям и радиоизлучению, измерение энергичных частиц в радиационных поясах

На десантном модуле установлена аппаратура для проведения 7 экспериментов. Общая масса научной аппаратуры — 30 кг. В некоторых статьях засчитываются за два объединенные в один прибор детектор молний и энергичных частиц LRD/EPI, тем более что часть его (LRD) разработана и изготовлена в ФРГ. Кроме того, сигнал радиолинии АЗ-ОА может использоваться для радиопросвечивания атмосферы Юпитера, определения ее состава и структуры, что тоже засчитается как отдельный эксперимент. Десантный модуль диаметром 66 см негерметичен, изготовлен из титана и защищен от роста внешней температуры слоями “одеял” из каптона. Приборы, размещенные на полке из сотового алюминия, имеют собственные герметичные корпуса, рассчитанные на давление 20 атм.

---