Потеря WIRE

voenny — 10.07.2025

Test it the way it will be used!!!
Из отчета по расследованию

WIRE
Самая страшная катастрофа в истории мировой космонавтики – несанкционированный запуск маршевого двигателя второй ступени заправленной ракеты Р-16 с последующим обширным пожаром на стартовом комплексе – случилась 24 октября 1960 года из-за преждевременной подачи питания на исполнительный орган системы управления ракеты. Тогда при установке в исходное положение шаговых моторов системы управления произошла выдача программным токораспределителем команды на включение электропневмоклапана наддува пусковых бачков, клапан сработал и включил двигатель.
Потеря научного спутника WIRE (Wield-Field Infrared Explorer Spacecraft) произошла практически сразу после запуска на орбиту 5 марта 1999 года по близкой причине: были преждевременно выданы команды на отделение крышки криостата спутника, и крышка отделилась до построения штатной ориентации, засветка апертуры телескопа Землей и Солнцем вызвала активное испарение твердого водорода, без охлаждения при помощи которого работа полезной нагрузки невозможна [1].
Под катом – рассказ о малом научном спутнике с криогенной полезной нагрузкой, запущенном на легкой ракете-носителе Pegasus XL с воздушным стартом, и потерянным из-за недостаточно тщательной проверки работы блока управления пиросредствами в переходном режиме (при подаче питания).

История проекта
Космический аппарат WIRE стал пятой миссией в программе создания «малых исследователей» SMEX (Small Explorer), в рамках которой реализуются научные проекты стоимостью до 120 млн. долл. Первый спутник в серии, SAMPEX, был запущен 03.07.1992 года [2]. Программа продолжается и сейчас, 12.03.2025 была запущена 15 миссия из четырех космических аппаратов PUNCH, и до конца года планируется запуск двух спутников TRCERS миссии SMEX 16. К слову, программа SMEX входит в программу Explorers, начатую в мае 1958 года с запуска первого американского спутника Explorer 1, WIRE является 75-й миссией программы Explorers.
Спутник WIRE не был первой космической обсерваторией, выполняющей съемку в инфракрасном диапазоне. Первым был космический аппарат IRAS, созданный США, Голландией и Великобританией и запущенный на орбиту 25.01.1983. Обсерватория массой чуть больше тонны вела наблюдения около 10 месяцев. Вторым стал космический аппарат ISO, тоже созданный международной кооперацией (NASA, ЕКА и JAXA), запущенный 17.11.1995 и работавший до 08.04.1998. Для охлаждения съемочной аппаратуры этих спутников применялся жидкий гелий в количестве десятков килограмм. Для малого космического аппарата потребовалось другое решение.
Проект WIRE был отобран для реализации 12.10.1994, полноценное создание спутника силами Центра космических полетов имени Годдарда началось через год. Сборка космического аппарата выполнялась с октября 1997 по март 1998 года. С 24 марта спутник проходил испытания на электромагнитную совместимость в безэховой камере, с начала апреля – испытания на вибростенде, с 23 апреля – в термобарокамере. 21 мая на космический аппарат установили телескоп, а 22 июля спутник был готов к отправке на космодром для запуска 29 сентября. Но в августе запуск был перенесен на март 1999 года – появилась необходимость запустить на ракете Pegasus пару других полезных нагрузок. 18 января спутник был доставлен на базу Ванденберг, а 29 января – состыкован с третьей ступенью ракеты-носителя. В середине февраля криостат спутника был заправлен жидким водородом, который впоследствии был заморожен. В дальнейшем водород охлаждался жидким гелием с температурой 4 Кельвина (К). 19 февраля спутник был закрыт головным обтекателем. 25 февраля РН была установлена на самолет-носитель. Первая попытка запуска была предпринята 1 марта и была отменена за 45 секунд до сброса РН из-за неисправности механизма отделения хвостового стабилизатора. 5 марта 1999 года состоялась вторая попытка – запуск WIRE на орбиту был полностью успешен.

Технические характеристики спутника WIRE
Заказчик: Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства США, NASA.
Исполнитель: Центр космических полетов имени Годдарда NASA, GSFC США.
Запуск: 05.03.1999 в 02:56 UTC с борта самолета-носителя L-1011 Stargazer, вылетевшего с авиабазы Ванденберг.
Номер: 25646, 1999-011А.
Ракета-носитель: Pegasus XL.
Рабочая орбита: наклонение – 97,53°, высота – 540 км.
Масса: 258,7 кг.
Габариты: диаметр – 0,858 м, высота – 1,86 м.
Стоимость проекта: 55,3 (?) млн. долл. [2]
Срок активного существования: 4 месяца (по запасу твердого водорода в криостате).
Страница спутника на сайте space.skyrocket.de

Космический аппарат

Каноническая фотография WIRE. Виден белый цилиндр криостата полезной нагрузки, и покрытый матами экранно-вакуумной теплоизоляции корпус космической платформы. Цилиндр рядом с криостатом – бленда звездного датчика
Спутник WIRE создан Центром космических полетов имени Годдарда, он состоит из полезной нагрузки и космической платформы. Ввиду малой грузоподъемности ракеты-носителя Pegasus-XL (263 кг на солнечно-синхронную орбиту высотой 540 км), создатели космического аппарата применили ряд прогрессивных технических решений, в частности, создали конструкцию из композитных материалов.
При создании аппарата Центр использовал наработки, полученные при создании спутника TRACE, предыдущей миссии по программе SMEX.
Представляет интерес массовая сводка изделия, а также история изменения массы спутника по ходу проекта:

Полезная нагрузка

Схема полезной нагрузки. Телескоп размещен внутри криостата, синим показан твердый водород первой, а зеленым – второй ступени. Также показан головной обтекатель ракеты-носителя
Полезная нагрузка спутника WIRE представляет собой телескоп, предназначенный для наблюдения звездного неба (в т.ч. галактик и протогалактик) в инфракрасном диапазоне спектра (в каналах 9…15 и 21…27 мкм). Поле зрения прибора – 33х33 угловые минуты, разрешение – 20 угловых секунд в канале 12 мкм и 23 угловые секунды в канале 25 мкм.
Аппаратура разработана в знаменитой Лаборатории реактивного движения (Jet Propulsion Laboratory, JPL), её применением занималась Лаборатория космической динамики (Space Dynamics Laboratory) Университета Юты.

Зеркала телескопа покрыты золотом

Телескоп в сборе

Телескоп, вид сбоку

Телескоп полезной нагрузки построен по схеме Речи-Кретьена, он имеет диаметр апертуры 30 см.

Фотоприемное устройство

Сборка фокальной плоскости

В качестве фотоприемного устройства применяются два (по одному на каждый спектральный канал) детектора из кремния, легированного мышьяком с размером пикселя 75 мкм. Детекторы поставлены фирмой Boeing North American. Размер каждого детектора - 128х128 пикселей.

Полезная нагрузка в сборе, телескоп установлен в криостат

Вид на апертуру телескопа

Вид сбоку. Для минимального теплообмена с космической платформой полезная нагрузка была закреплена на 8 штангах. Даже на сайте Калифорнийского технологического института, пишут, что изделие похоже на робота R2-D2 из «Звездных войн»

Заправка криостата водородом
Чтобы телескоп выполнял измерения тепловых волн от далеких галактик, а не от корпуса космического аппарата, он был помещён в криостат, созданный подразделением Advanced Technology Center фирмы Lockheed Martin (г. Санта-Круз). Криостат представляет собой сосуд Дьюара, заполненный твердым водородом, при этом первая ступень криостата (она охлаждает оптику) имеет температуру 12К, а вторая ступень (охлаждающая фокальную плоскость) - 6,5 К. Запас твердого водорода составляет 4,5 кг, его должно было хватить на 4 месяца наблюдений. Если бы вместо водорода использовался бы гелий, его потребовалось целых 100 кг.
Как положено всякому термосу, криостат до начала наблюдений закрывается крышкой. Отделение крышки было запланировано на вторые сутки полета, после перехода спутника в режим штатной ориентации, при котором в поле зрения телескопа не попадают ни Солнце, ни Земля. При этом на пирозамки, удерживающие крышку, подавались импульсы подрыва.
Твердый водород в полете постепенно испаряется, для дренажа водорода были предусмотрены специальные устройства, причем если второй ступени был предусмотрен Т-образный выход (в нем газ истекает в противоположных направлениях и не создает возмущающих моментов), то на первой ступени это был просто патрубок. Как показало последующее расследование, водород из одного из сопел попадал на конструкцию космического аппарата, создавая паразитный момент. Расположение элементов дренажной системы обеспечивало минимальную длину тракта и как следствие - минимальные давление и температуру в криостате.
По соображениям безопасности дренаж водорода был закрыт до отделения спутника от ракеты-носителя (ведь водород при контакте с воздухом образует гремучий газ, который совершенно не нужен на борту самолета-носителя). Криостат способен пробыть с закрытым дренажем до 9 часов, но чем быстрее будут открыты дренажные клапаны, тем на дольше хватит запасов водорода. Выдача команд на открытие клапанов была запланирована на первом сеансе связи, кроме того, через 40 минут после отделения запускалась дублирующая циклограмма выдачи данных команд.
Полезная нагрузка имеет массу 104 кг, потребляет 27 Вт электрической энергии и имеет выходной информационный поток всего 11 000 бит в секунду.

Космическая платформа

Модель космического аппарата

Командно-телеметрическая радиолиния
Радиолиния работает в S-диапазоне. Передатчик мощностью 5 Вт подключается к двум спиральным антеннам, установленным на панелях солнечных батарей. Скорость передачи информации в направлении КА – Земля – от 2 до 2250 Кбит/с.

Система управления [4]
Система управления космического аппарата построена на радиационно-стойких процессоре 80386 и математическом сопроцессоре 80387, работающих на частоте 16 МГц. Бортовые вычислители соединены шиной стандарта MIL-STD-1553B. Для хранения данных полезной нагрузки используется твердотельное запоминающее устройство на основе памяти DRAM емкостью 300 МБайт. Из них 20 % используются для выявления и коррекции ошибок (EDAC). На борту установлены две платы с памятью (основная и резервная), каждая стоила 90 тыс. долл. (в ценах 1990-х годов, конечно).
За первый год полета случилось 10100 однобитных ошибок, которые были парированы EDAC, и всего 3 ошибки с большим количеством бит. Процессоры ни разу не перезагружались из-за сбоев или отказов.

Система электропитания

В верхней части корневых панелей видны экспериментальные секции солнечных батарей
Система электропитания WIRE построена по принципу прямой передачи энергии – солнечная батарея разделена на 18 генераторов (из них 2 – экспериментальных), которые подключаются (или отключаются) к аккумуляторной батарее в зависимости от напряжения и температуры последней. Напряжение питания бортовой аппаратуры – от 21 до 35 Вольт, средневитковая мощность – 132 Вт.
Солнечная батарея построена на базе арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей (в то время они были только с одним pn-переходом). Батарея состоит из двух жестко закрепленных на корпусе крыльев, в каждом из которых по две панели. Общая площадь солнечной батареи – 1,67 м², мощность – 160 Вт. Фотоэлементы размещаются на углепластиковых каркасах.
Для обеспечения энергобаланса спутника достаточно 16 генераторов, два генератора являются экспериментальными. Один из них был собран из фотоэлементов с двумя pn-переходами, а фотоэлементы второго оборудованы концентраторами солнечного излучения (параболические композитные зеркала с отражающим покрытием из алюминия). Летные испытания в течение 16 месяцев полета показали, что панель с двумя pn-переходами даёт на 4 % большую мощность, а панель с концентраторами позволяет втрое уменьшить площадь (и стоимость!) фотоэлементов, но даёт на четверть меньше электроэнергии из-за падения эффективности при отклонении нормали к панели от направления на Солнце.
Аккумуляторная батарея никель-кадмиевая, в 1990-е годы литий-ионные батареи в космической технике ещё не применялись. Ток заряда батареи регулируется в зависимости от её напряжения и температуры, ток подзаряда для полностью заряженной батареи составляет 90 мА.

Потребление бортовой аппаратуры в режиме сеанса связи (Xmitter On) и в среднем за виток

Система ориентации и стабилизации

Звездный датчик СТ-601 (без бленды)
Система ориентации и стабилизации WIRE должна была обеспечить [6] наведение телескопа на объект исследования с точностью (1σ) не хуже 1 угловой минуты (а цель была достичь 2 угловые секунды). Правда, для оси Z спутника, совпадающей с продольной осью телескопа, допускалось снижение точности до 9,5 угловых минут. Съемка галактик производилась с выдержкой 64 секунды, в течение которых среднеквадратичное отклонение визирной оси не должно было превышать 6 угловых секунд.
Для обеспечения температурного режима полезной нагрузки угол между её продольной осью и направлением на Солнце всегда должен быть больше 75°, направлением на Землю – 30°, направлением на центр Луны - 40°. С целью обеспечения энергоприхода нормаль к панелям солнечных батарей должна была наводиться на Солнце с отклонением не более 30°.
Требования к системе по скорости перенацеливания тоже были серьезными – поворот на 72° с успокоением вплоть до готовности к наблюдениям должен был выполняться за время не более 3 минут.
В состав измерительных приборов системы ориентации вошли: звездный датчик, датчик угловой скорости, шесть грубых и один точный датчик Солнца, магнитометр и широкоугольный датчик направления на Землю. Исполнительными органами служили четыре двигателя-маховика и три электромагнита. Вычислитель построен на процессоре 8085.
Звездный датчик CT-601 создан Ball Aerospace, он обеспечивал измерение положения с точностью 3”. Датчик выдавал измерения с частотой 10 Гц, имел длину 10,9 дюйма и диаметр 7 дюймов (без бленды). Весил прибор 17,2 фунта, потреблял не более 12 Вт электроэнергии. Прибор эксплуатируется в космосе начиная с декабря 1995 года, в том числе на спутнике дистанционного зондирования Земли QuickBird. В полете датчик вел себя безукоризненно, с его помощью выполнялись измерения положения звезд [6] расширенной научной программы.
Помимо измерений положений звезд датчик применялся для тестирования обновлений программного обеспечения. При эксплуатации датчика на низкоорбитальных космических аппаратах наблюдались потери захвата звезд при пролете Южно-Атлантической аномалии магнитного поля Земли и полярных регионов (там наиболее жесткие радиационные условия). Прорабатывая применение датчика на геостационарных спутниках GOES фирма Ball Aerospace разработала новое программное обеспечение, эффективность которого была продемонстрирована при летных испытаниях на борту WIRE.
Инфракрасный датчик направления на Землю был создан Servo Corporation [4]. Датчик обладал полем зрения в 120°, был недорогим, но отказал в самом начале полёта.

Система обеспечения теплового режима

Температуры бортовой аппаратуры
Система обеспечения теплового режима построена традиционным образом: тепло от приборов и систем отводится через посадочную поверхность на панели корпуса. Блоки устанавливаются на теплопроводящие прокладки из материала Clotherm. От панелей корпуса тепло излучается в космос при помощи радиаторов, покрытых белой краской А276. Поверхность космического аппарата (за исключением апертур приборов и радиаторов) покрыта матами экранно-вакуумной теплоизоляции из 18 слоев. На стороне спутника, обращенной в полете к Солнцу, внешний слой выполнен из посеребренного тефлона, на противоположной стороне - из каптона.
Для внутреннего теплообмена блоки бортовой аппаратуры покрыты черным анодированием. Панель с аккумуляторной батареей изолирована от остальных панелей при помощи прокладки из стеклопластика. Кроме того, батарея укрыта матом экранно-вакуумной теплоизоляции.
Звездный датчик в тепловом отношении развязан относительно корпуса спутника и полезной нагрузки.

Конструкция

Вид сбоку на космический аппарат
Композитная силовая конструкция корпуса создана фирмой Composite Optics Inc. (Сан-Диего) и имеет массу 26 кг. Это позволило увеличить долю массы полезной нагрузки в массе космического аппарата до 41 %, а на конструкцию приходится только 11 %. Алюминиевая конструкция равной прочности весила бы 48 кг, что не позволило бы вписаться в ограничения ракеты-носителя.
С целью повышения электрической проводимости панелей корпуса для выравнивания потенциалов вместо стеклянных сфер в состав композита были введены сферы из никеля. Это обеспечило сопротивление между любыми двумя точками не более 50 Ом, чего хватило для заземления большинства блоков (для пары блоков системы ориентации применили медные перемычки).

Наземный сегмент
Для связи с космическим аппаратом были задействованы земные станции МакМёрдо (Антарктида) и Покер-Флэт (Аляска).

Ход полета

Графики угловых скоростей в течение первого сеанса связи. Видно резкое увеличение скорости после подачи питания на блок управления пиросредствами (Pyro Box On)
Пуск ракеты-носителя Pegasus-XL с борта самолета-носителя L-1011 Stargazer был выполнен 04.03.1999 в 18:56PST (05.03.1999 в 02:56UTC). Через 9 мин 14 сек аппарат был штатно выведен на орбиту и отделен от третьей ступени РН.
Первый сеанс связи с космическим аппаратом состоялся в 19:26PST (примерно через 20 минут после отделения) с антарктической земной станцией МакМёрдо. Оценка телеметрических параметров в ходе сеанса связи показала штатную работу бортовой аппаратуры космического аппарата, в частности, солнечные батареи были раскрыты в течение 1,5 минут после отделения от ракеты-носителя. В соответствии с программой полета в ходе сеанса были штатно выданы команды на включение питания блока управления пиросредствами, а также открытие дренажных клапанов криостата. Команды были исполнены, по телеметрии было отмечено увеличение угловых скоростей спутника, что связали с выходом паров водорода.
В 20:21PST состоялся второй сеанс связи с земной станцией Покер-Флэт (Аляска), телеметрия вопреки ожиданиям показала вращение спутника с нарастающей угловой скоростью. Также было отмечено увеличение температуры криостата и уменьшение запаса твердого водорода. Радиолокаторы системы NORAD примерно в это время зафиксировали три объекта: WIRE, третью ступень ракеты и преждевременно отделившуюся крышку криостата. Тепловой поток через апертуру телескопа без крышки в 100 раз превышал расчетный, что вызывало быстрое испарение водорода, выход пара через дренаж и раскрутку спутника. Группа управления связывала увеличение угловой скорости с ошибкой в полярности подключения электромагнитов (исполнительных органов системы ориентации, при помощи которых выполняется гашение угловых скоростей). В ходе последующих сеансов связи были предприняты безуспешные попытки изменения полярности их включения. То, что возмущающий момент от истекающих паров водорода вдвое превышает управляющий момент от электромагнитов, пока ещё никто не знал.

Температуры полезной нагрузки
05.03.1999 в 02:30PST, через 7,5 часов после запуска был зафиксирован разряд аккумуляторной батареи на 45 %, и ведущий специалист по системе ориентации и стабилизации рекомендовал отключить систему, чтобы сохранить заряд батареи, тем более, что скорость вращения спутника превышала рабочий диапазон системы. Рекомендация оказалась действенной, через три часа аккумуляторная батарея была заряжена до 80 % от полной емкости, и система ориентации была включена вновь.
Оказалось, что космический аппарат вращается вокруг оси Х с постоянной скоростью почти 400°/с. При этом ось Х спутника была ориентирована в пространстве по линии север-юг, а перпендикулярная ей плоскость лежала всего в 10° от направления на Солнце. Это обеспечивало положительный энергобаланс, ведь при каждом обороте спутника панели солнечных батарей освещались лучами Солнца вплоть до нормального положения.
Водород из второй ступени криостата испарился за 12 часов (запас был рассчитан на 120 суток полета). Водород из первой ступени стал испаряться интенсивнее, при этом скорость вращения спутника уменьшалась. Через 35 часов полета испарился и он, при этом скорость вращения WIRE вокруг оси Х снизилась до 315°/с, аккумуляторная батарея была полностью заряжена, а аппарат стабилизирован вращением вокруг главной оси инерции.
Группа управления занялась решением основной задачи – снижением скорости вращения космического аппарата. Надо отметить, что максимальная рабочая скорость системы ориентации и стабилизации WIRE составляла 9°/с, а при скоростях 60…90°/с происходила инверсия фаз управления электромагнитами. Была разработана и загружена на борт спутника таблица перехода между фазами, которая использовалась при гашении угловой скорости. В итоге снижение угловой скорости выполнялось на двух электромагнитах (двигатели-маховики были отключены, а применение третьего электромагнита вызвало бы нежелательную прецессию оси вращения).
08.03.1999 – скорость вращения спутника была снижена до 250°/с, водород полностью испарился, космический аппарат объявлен потерянным, но работа с ним продолжилась. К 11 марта был разработан план перевода спутника в трехосную ориентацию: при достижении скорости вращения 5°/с выполнялось отключение и последующее включение системы ориентации аппарата, которая действуя по штатной циклограмме выполняла захват Солнца.
15.03.1999 – план был реализован. На выбранный для его реализации 10-минутный сеанс связи спутник пришел со скоростью вращения всего 0,75°/с, была немедленно выдана необходимая последовательность команд, а к концу сеанса связи аппарат практически захватил Солнце.

Уменьшение скорости вращения космического аппарата
18.03.1999 была создана комиссия по расследованию потери спутника. Комиссия провела заседания 23 марта, 14 и 29 апреля, а 8 июня был опубликован отчёт [3]. Да, уже в мае 1999 года началась программа по исследованию колебаний звезд при помощи штатно работающего звездного датчика WIRE.

Анализ аварии спутника

Схема блока управления пиросредствами – виновника преждевременного отделения крышки
Потеря космического аппарата WIRE была вызвана преждевременным отделением защитной крышки криостата при подаче питания на блок управления пиросредствами.
Комиссия проанализировала документацию на блок, а впоследствии проверила гипотезы на технологическом образце данного блока.
Разработчики прибора не учли особенности работы тактового генератора CO-422A-2S at 200 (создан фирмой Vectron) и программируемой логической интегральной схемы (ПЛИС или FPGA) A1020 (создана Actel) при подаче на них питания. Как оказалось, выходы триггеров ПЛИС могут находиться в неопределенном состоянии в течение всего процесса включения, а на выходе генератора может возникать единичный импульс. Особенности схемотехники блока позволили этому импульсу привести в действие реле, подающие бортовое питание на пиросредства. Процесс лучше всего иллюстрируют схемы и осциллограммы из отчета комиссии [3]:

Структурная схема блока управления пиросредствами. Видны реле (Relay FET), непосредственно выдающее импульс подрыва, ПЛИС (А1020), которая управляет реле, тактовый генератор (Crystal OSC) и источник питания +5 В (LM117 REG)

Принципиальная схема источника питания. Для снижения пульсаций управляющий вывод микросхемы (2) соединен с «землёй» через R17, С5 и С6. Это обусловило и медленное нарастание выходного напряжения

Зависимость напряжения на выходе источника питания при коммутации входного напряжения +28 В при помощи реле (так было в полете)

Напряжение на выходе генератора тактовых импульсов (верхний график) при подаче на него питания (нижний график). Стрелкой показан одиночный импульс, из-за которого всё и произошло

Триггеры, реализованные в ПЛИС для формирования управляющих сигналов. На нижние входы подаются тактовые импульсы от генератора

Формирование в ПЛИС сигналов управления реле

Графики сигналов управления на выходе ПЛИС (Cover, Arm) при подаче питания (нижний график). Срабатывание реле вызывает низкий уровень (лог. 0) сигнала – хорошо заметный «провал» чуть правее центра осциллограммы

Ток на выходе реле. Получилось чуть меньше 2 мс и ток по расчету 22 А. Пирозамок срабатывает при токе 5 А в течение 1 мс. В результате при подаче питания на блок сработали сразу все пирозамки

Комиссия выдала следующие рекомендации разработчикам по предотвращению подобного отказа в будущем:
- выходы ПЛИС должны быть заблокированы вплоть до завершения переходного процесса при включении;
- критичные триггеры должны асинхронно сбрасываться и синхронно устанавливаться;
- обязательно должны рассматриваться характеристики компонентов при подаче на них питания.
Не обошлось и без организационных накладок: оказалось, что конструкция блока управления пиросредствами не проходила этап рассмотрения экспертами (peer review). Когда данный этап проводился для всех систем космического аппарата, проектирование блока ещё не было завершено, а впоследствии об этом просто забыли при смене руководства проекта. Да и в целом участие в проекте таких уважаемых организаций, как Центр им. Годдарда, JPL и Lockheed Martin (все без иронии заслуженные мастера своего дела), и руководство принципом «insight, not oversight» чтобы избежать микроменеджемента привело к тому, что все понадеялись друг на друга. И в итоге недосмотрели.
Следующий логичный вопрос: почему при наземных испытаниях не был распознан данный дефект конструкции? Ведь испытания полезной нагрузки выполнялись с настоящими пирозамками. Дело в том, что питание на земле осуществлялось от лабораторного источника, который включался значительно медленнее, чем реле в полете (до 200 мс). И эффект с импульсом на выходе блока не проявлялся.

Нарастание напряжения +28 В на выходе наземного лабораторного источника питания за 150…200 мс

Более того, выходы ПЛИС находились в неопределенном состоянии при подаче питания только если прошло достаточное время после отключения блока и стекал заряд с внутренних емкостей. При наземных испытаниях блок управления пиросредствами включали практически ежедневно, и заряд не успевал стекать. А перед запуском блок был обесточен на две недели.
При интеграционных испытаниях, где было задействовано штатное реле системы электропитания, подающее питание на блок, вместо настоящих пирозамков использовался их электрический имитатор. Он был создан ещё в рамках проекта SAMPEX, первой миссии программы SMEX, и считался очень чувствительным - случались ложные срабатывания. Имитатор работал неустойчиво первые 21 мс после включения. Неоднократные срабатывания имитатора при подаче питания в итоге были ошибочно списаны на несовершенство прибора. Тем более, что немедленное повторение неудачного испытания всегда было успешным (внутренние емкости блока управления пиросредствами были заряжены при первом опыте).
Есть вопросы и к разработчикам системы ориентации и стабилизации, которые не рассматривали работу вверенной системы в аварийном режиме, при интенсивном испарении твердого водорода. В противном случае были бы применены электромагниты с большим управляющим моментом, и ориентацию спутника удалось бы удержать. Более того, по заключению комиссии даже момент после штатного открытия дренажных клапанов криостата после запуска мог превысить возможности системы, т.е. запаса устойчивости у системы не было даже при штатной работе. А при нештатном испарении водорода момент оказался примерно вдвое большим, чем тот, с которым системы могла справиться.

Последствия

Спутник WISE
С мая 1999 года WIRE выполнял исследования колебаний звезд при помощи безупречно работавшего звездного датчика. С 2000 по 2004 год в научных журналах вышло 14 публикаций на эту тему, в том числе ранее не отмеченных колебаниях красного гиганта – альфы Большой Медведицы. В 2004 году спутник был передан Государственном университету Боуи для использования в образовательных целях, а также для технологических экспериментов. Последний сеанс связи с космическим аппаратом был проведен в октябре 2006 года, а 10 мая 2011 года спутник сошел с орбиты.
Наблюдения космического пространства в инфракрасном диапазоне были продолжены, в рамках программы Explorer был создан космический аппарат WISE (Wide-Field Infrared Survey Explorer), запущенный 14.12.2009 и проработавший 14 месяцев до исчерпания запаса водорода в криостате. Правда, аппарат «был в другой лиге» - его построили в рамках подпрограммы MIDEX (аппараты среднего класса), весил он при запуске 661 кг и был запущен на средней ракете Delta II.
Центр космических полетов им. Годдарда больше не брал на себя роль головного предприятия по созданию космических аппаратов, а делегировал эту почетную обязанность подрядчикам.
В заключении хотелось бы отметить, что в рамках проекта WIRE разработчикам удалось решить целый ряд сложных научно-технических и организационных проблем. Доля массы полезной нагрузки в 41 % и сейчас является весьма высокой. А запустить спутник с твердым водородом на борту при помощи легкой ракеты-носителя с воздушным стартом – это задача, которая многим казалась нерешаемой. И тем обиднее было споткнуться о нештатную работу простого электронного блока в переходных режимах.
Как водится, единственная цель данного поста – это попытка анализировать опыт создания сложной космической техники и учиться на чужих ошибках.

Исправления, уточнения и дополнения всячески приветствуются.

Литература
1. D.M. Harland, R.D. Lorenz "Space System Failures. Disasters and Rescuers of Satellites, Rockets and Space Probes", Springer and Praxis Publishing, Chichester, UK, 2006.
2. И. Лисов «Авария научного спутника WIRE» / «Новости космонавтики», 1999, № 4, стр. 40 - 41html.
3. WIRE Mishap Investigation Board Report / June 8, 1999 pdf.
4. D.F. Everett, T.E. Correll, S. Schick, K.D. Brown “Recovery of the Wield-Field Infrared Explorer Spacecraft” / 14th Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites / SSC00-V-1 html.
5. System Failure Case Studies – Cover Blown / NASA Safety Center / February 2009 Volume 3 Issue 2 pdf.
6. R. Laher, J. Catanzarite, T. Conrow at all “Attitude Control System and Star Tracker Performance of the Wide-Field Infrared Explorer Spacecraft” / January 2000, AAS 00-145 html.

Иллюстрации взяты из публикаций и из Википедии.

Сохранено