Примерно половина запускаемых носителями С-1 низкоорбитальных «малых» спутников, начиная с «Космоса-816» в 1976 г., периодически отделяет во время полета небольшие объекты, снижающиеся значительно быстрее основного аппарата. Если сами спутники при начальной высоте орбиты около 500 км существуют по несколько лет, «фрагменты» падают за несколько месяцев. Как правило, объекты появляются попарно и сбрасываются с основного аппарата симметрично, так что половина оказывается выше, а половина ниже его орбиты. Объекты обычно выпускаются небольшими группами на протяжении многих месяцев, причем отделение новой партии часто совпадает со сходом предыдущих с орбиты.
Фрагменты имеют радиолокационные сечения порядка 0,1 квадратного метра. Рассчитанные же по скорости их снижения баллистические коэффициенты составляют около 0,1 м /кг, что дает для массы каждого зонда около 1-2 кг [19], По всей видимости, объекты являются полыми без каких бы то ни было активных систем, а разница в баллистических коэффициентах говорит о различии их форм.
Слежение за такими пассивными зондами позволяет определять вариации плотности верхних слоев атмосферы, которая значительно, иногда многократно, меняется в зависимости от времени года, суток и состояния солнечной активности и влияет на точность управления полетами спутников и баллистических ракет.
Помимо этого, орбитальные мишени с точно известными радиолокационными характеристиками могут использоваться для калибровки радиолокационных станций, используемых в системе контроля космического пространства и предупреждения о ракетном нападении. В этом случае целесообразно использование мишеней разной формы, например, эталонных сфер и имитаторов радиолокационных характеристик реальных боеголовок. Использование космических мишеней для проверки радиолокационных средств для Советского Союза более актуально чем для США. США отрабатывают свои системы слежения на тихоокеанском атолле Кваджалейн с использованием реальных пусков МБР из Калифорнии, тогда как СССР лишен аналогичной возможности. Кроме того, в отличие от США, в СССР продолжается эксплуатация системы противоракетной обороны Москвы, что требует периодических учебных «атак».
С 1976 до 1983 г. предельное количество мишеней, отделяемых низкоорбитальными спутниками, составляло 24. Начиная с «Космоса-1601» эта величина возросла до 28. В ряде случаев технические неполадки, видимо, препятствовали сбросу всех объектов, а иногда фиксировались фрагменты, могущие представлять собой конструктивные элементы основного аппарата.
С 1988 г. аналогичные спутники стали запускаться также носителями «Циклон». При этом использовались несколько более высокие орбиты со средней высотой 530 км и наклонениями 74 или 82,5 градуса, но характер орбитального поведения остался прежним. Первый спутник нового типа, «Космос-1985», отделил 36 объектов партиями по 2-6 штук на протяжении более чем двух лет.
Продолжении этой серии «Космосом-2053» в 1989 и «Космосом-2106» в 1990 г. позволяет предположить, что калибровочные пуски постепенно переключаются с носителя С-1 «Космос» на «Циклон», подобно тому как это произошло с геодезическими спутниками.
Одновременно с этим неожиданно возобновились пуски «малых» спутников на высокоапогейные орбиты. Запущенные с годичным интервалом «Космос-2002» и «Космос-2059» были в 1989 и 1990 гг. выведены на наиболее вытянутые их использовавшихся малыми спутниками орбиты с апогеем около 2300 км и перигеем всего 190 км. При таких низких перигеях оба упали в течение нескольких месяцев, но вскоре после запуска каждый отделил по 10 небольших объектов, просуществовавших около полутора месяцев.
Кроме того, в 1990 г. «Космос-2098» был выведен на орбиту с апогеем 2000 км и перигеем около 400 км, использовавшуюся последний раз в 1983 г. В 1987 г. после 10-летнего перерыва «Космос-1868» также вновь использовал «среднеапогейную» орбиту высотой 280 на 710 км, а в 1991 на похожую орбиту высотой 200 на 780 км был выведен «Космос-2164».
Эпизодичность последних запусков делает более вероятным их экспериментальный характер. Однако если при использовании носителя В-1 низкие перигеи рабочих орбит могли диктоваться кратковременностью разгонного участка ее второй ступени, то сохранение этой же формы орбиты при применении РН С-1 свидетельствует о каком-то значении именно таких траекторий. Возможно, таким путем определяется вертикальный профиль параметров атмосферы и/или имитируется траектория полета МБР, апогей которой может достигать тысяч километров, а перигей находится ниже поверхности Земли.


1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33