Геостационарная орбита (ГСО) замечательна тем, что находящийся на ней спутник неподвижен относительно земной поверхности. Достигается это за счет того, что период обращения спутника равен звездному периоду вращения Земли, а плоскость орбиты лежит в плоскости экватора. Таким образом, для связи со спутником достаточно простых неподвижных антенн без следящих приводов. В то же время значительная высота ГСО обеспечивает хороший охват земной поверхности и для организации глобальной связи в принципе достаточно системы из всего трех спутников. Поэтому неудивительно, что уже на заре развития практической космонавтики ГСО стала использоваться для размещения спутников связи и телевещания. Однако у геостационарной орбиты есть существенный недостаток – она требует высокой энергетики от ракет-носителей, т.к. потребная характеристическая скорость выхода на нее достаточно велика. Связано это в первую очередь со значительной высотой орбиты, а так же с необходимостью изменять наклонение опорной орбиты, если космодром находится не на экваторе. Исторически сложилось так, что первыми идею о размещении спутников связи на геостационарной орбите на практике реализовали американцы. В 1964 г. ими на стационар был выведен экспериментальный Syncom III (а годом ранее на синхронную 24-часовую орбиту наклонением 33° были запущены аналогичные Syncom I и II). В 1965 г. полетел уже первый коммерческий спутник INTELSAT-1, он же Early Bird, принадлежавший международному консорциуму INTELSAT, ведущую роль в котором играли США.

Первым геостационарным носителем стала Дельта-D – ракета того же класса, что и советский Космос-2. Трехступенчатая Дельта была дальнейшим развитием РН Тор-Эйбл, созданной в свою очередь на основе БРСД Тор путем добавления двух верхних ступеней. Дельта-D, в отличие от своих предшественниц, имела три стартовых твердотопливных ускорителя. В целом, РН характеризовалась низкими удельными импульсами двигателей всех ступеней и низким массовым совершенством верхних ступеней. Запуски на ГСО проводились с самого южного американского космодрома Мыс Канаверал, широта которого, так же как и минимально возможное наклонение опорной орбиты, составляет 28,5 градусов. Потребная ХС для вывода на ГСО с этой широты составляет порядка 13300 м/с (около 9000 м/с требуется для вывода на низкую опорную орбиту и 4300 м/с для перехода с нее на ГСО). Располагаемый запас ХС трехступенчатой РН с удельными параметрами Дельты-D обеспечивает очень малую мю ПН, а вследствие небольшой стартовой массы носителя и совсем малую массу ПН, поэтому требовалась четвертая ступень. Третья ступень РН была твердотопливной и, соответственно, однократного включения, что так же однозначно определяло необходимость создания отдельной четвертой ступени. Эти факторы определили схему выведения – первые три ступени обеспечивают вывод на эллиптическую орбиту с высотой, равной высоте ГСО, а четвертая обеспечивает подъем перигея до высоты стационарной орбиты с одновременным уменьшением наклонения до 0 градусов. Эта промежуточная орбита стала называться геопереходной (ГПО). Четвертая ступень конструктивно была включена в силовую схему спутника, получив название апогейный двигатель, включение его производилось по командам СУ спутника. Апогейный двигатель был твердотопливным, что было весьма удобно для стабилизированного вращением спутника, т.к. не требовалась система управления вектором тяги. К тому же в то время не было достаточно совершенных вытеснительных ДУ малых тяг и выигрыша в УИ перед РДТТ не получилось бы, массовое же совершенство последнего весьма высоко и слабо зависит от размера и тяговооруженности. Поскольку спутники связи имеют достаточно неплотную компоновку, двигатель не увеличивал заметным образом габариты спутника, зато не требовалась система разделения, уменьшались продольные габариты связки, а сам двигатель не становился космическим мусором. Корпус двигателя выступал в качестве силового элемента конструкции спутника, таким образом минимизировалась «паразитная» масса ДУ.

Широта Канаверала обеспечивает геопереходную орбиту с наклонением 28,5 градусов, при котором величина импульса совмещенного маневра подъема перигея и обнуления наклонения равна 1837 м/с (при высоте перигея 185 км). Однако по хитрым законам баллистики небольшое изменение наклонения (в пределах нескольких градусов) выгодно производить при выдаче перигейного импульса последней ступенью носителя, в итоге получилась первая стандартная ГПО 185х35786 км и наклонением 27 градусов с импульсом перехода 1804 м/с. Условно можно назвать ее американской. Впрочем, стандартизация эта произошла позднее и параметры орбиты подобраны, что называется, для красоты: перигей высотой 185 км взят просто потому, что в морских милях получается круглая цифра 100, наклонение выражается целым числом и при этом получается почти круглая цифра импульса перехода в м/с. Использование Атлас-Аджены-D, а затем и Атлас-Центавра для вывода экспериментальных и коммерческих геостационарных спутников не отменило необходимости использования апогейного двигателя, т.к. эти носители хотя и позволяли выводить какую-то ПН непосредственно на ГСО, а их верхние ступени были рассчитаны на несколько включений, однако даже использование водорода на Центавре не позволяло компенсировать малое количество ступеней и низкие удельные импульсы нижних ступеней данных носителей, апогейный же двигатель обеспечивал существенное увеличение массы полезной нагрузки. Таким образом, вывод через ГПО стал основной схемой запуска американских коммерческих, а позднее и всех иностранных геостационарных спутников. При этом наиболее распространена двухимпульсная схема - первый раз РБ (его роль на иностранных носителях играет верхняя ступень) включается для вывода на низкую опорную орбиту, а второй – вблизи ее узла для подъема апогея с одновременным небольшим уменьшением наклонения.

Появление в 1979 году европейской РН Ариан-1, запускавшейся с космодрома Куру во Французской Гвиане, привело к возникновению второй стандартной ГПО с импульсом перехода 1500 м/с, так как именно такая его величина получалась для переходной орбиты 200х35786 км и наклонением 7 градусов, обеспечивавшейся широтой точки старта и трассой выведения. Выведение через ГПО обусловливалось все тем же повышением ПН при использовании апогейного двигателя, т.к. третья водородная ступень не могла компенсировать низкие удельные параметры нижних ступеней Ариан-1, несмотря на меньшую потребную ХС (примерно на 405 м/с), чем при старте с Канаверала. Плюс упрощалась и облегчалась конструкция третьей ступени и повышалась надежность, т.к. из-за близости Куру к экватору для вывода на ГПО достаточно ее однократного включения, поскольку та часть активного участка траектории, на котором происходит формирование апогея переходной орбиты, проходит как раз над экватором. Старт с других космодромов требует повторного запуска верхней ступени, но все же время ее активного существования в разы меньше и требуется на один запуск ДУ меньше, чем при прямом выведении. Надежность же твердотопливной или вытеснительной жидкостной апогейной ДУ спутника выше, чем у турбонасосных двигателей РН. ГПО 1500 м/с дала Ариан значительное конкурентное преимущество перед американскими носителями, т.к. при той же стартовой массе спутника масса его на ГСО существенно увеличивалась (примерно на 12 %), что давало возможность либо увеличить САС по топливу, либо массу ПН. В настоящее время с освоением новой трассы, а так же из-за особенностей баллистической схемы для верхней ступени с низкой тяговооруженностью, стандартной для Ариан-5 является ГПО 250х35786 км наклонением 6 градусов, она выгоднее прежней на 10 м/с.

Появление собственных геостационарных носителей у Япония (N-1) и Китая (CZ-3) не привело к появлению новых типов ГПО, т.к. используемые ими для запусков на ГСО космодромы имели широту, близкую к Канавералу (Танегасима - 30,4 градуса, Сичан – 28,3 градуса), поэтому их стандартные ГПО мало отличались от американской. У японцев сейчас это орбита 250х35786 км наклонением 28,5 градусов с дельта V перехода 1833 м/с. У китайцев первоначально была ГПО 400х35786 км наклонением 31 градус с дельта V перехода 1882 м/с, а после освоения новой трассы выведения стала 200х35786 км наклонением 28,5 градусов с дельта V 1836 м/с.
Индия выводит свои стационарные спутники с космодрома Шрихарикота через ГПО 180х35786 км наклонением 19,2 градуса с дельта V 1654 м/с, лежащую по величине импульса перехода почти точно посередине между американской и ариановской. Широта космодрома позволяет осуществлять запуски на ГПО с одним включением верхней ступени, хотя и с некоторой потерей ПН относительно двухимпульсного выведения.
Морской старт осуществляет пуски Зенита-3SL с экватора, соответственно для него стандартной является орбита 200х35786 км с нулевым наклонением, дельта V перехода с которой 1477 м/с, т.е. чуть лучше, чем у Ариан. Однако в случае неполного использования грузоподъемности Зенит имеет значительное преимущество, т.к. благодаря повторному запуску РБ ДМ-SL позволяет выводить спутники на более выгодную ГПО с высоким перигеем, Ариан же может только развернуть наклонение в перигее, а на этом при старте с Куру можно выиграть максимум 15 м/с. При выведении максимальной ПН РБ отрабатывает весь импульс за одно включение.

Суперсинхронные переходные орбиты. Это геопереходная орбита с апогеем существенно выше геостационарной орбиты, при переходе с такой орбиты спутник апогейным импульсом сначала обнуляет наклонение с одновременным подъемом перигея до высоты ГСО, а затем понижает апогей, скругляя орбиту. Таким образом, уменьшается суммарная потребная ХС перехода с опорной орбиты на ГСО и можно либо вывести на ту же ГПО более тяжелый спутник, либо при той же массе спутника вывести его на более выгодную ГПО. Часть апогейного импульса может выдавать РБ, так же возможно по данной схеме и прямое выведение. В общем случае выгодным такой переход становится при необходимости разворота плоскости переходной орбиты на угол более 38,6 градуса, но, как известно, широта всех иностранных космодромов, используемых для запусков на ГСО, меньше этой величины. Поэтому за рубежом данная схема применяется, когда РН недогружена и нужно как-то использовать избыток ХС, не увеличивая число включений и САС РБ. Т.е. в случае отказа от апогейного импульса РБ запуск через суперсинхронную орбиту становится выгоднее, чем простой разворот плоскости орбиты во время перигейного импульса РБ, даже при старте с низких широт. Здесь есть некоторые нюансы. Если РН недогружена незначительно и избыток ХС составляет десятки или первые сотни м/с, то при попытке реализации схемы с апогейным импульсом РБ остаток топлива в нем может оказаться недостаточным для надежного запуска двигателя. Ситуация усугубляется в случае использования криогенных компонентов топлива, особенно водорода, т.к. при малом их количестве на пассивном участке траектории вследствие значительного увеличения площади поверхности они интенсивно испаряются, при том что САС РБ увеличивается с нескольких десятков минут до семи часов. Т.е. требуется улучшение теплоизоляции, а так же увеличение емкости аккумуляторов, что приводит к росту массы РБ. Кроме того, поворот плоскости орбиты в ходе перигейного импульса на малые углы выгоднее, чем отказ от него. Все это приводит к тому, что выигрыш от апогейного импульса РБ начинает проявляться только с определенной величины недогруза. Например, для Дельты-4 это недогруз на 10-15 % для разных модификаций в случае запуска на ГПО с апогеем, равным высоте ГСО, и до 20 % в сравнении с запуском на суперсинхронную орбиту. Поэтому, хотя возможность трехимпульсного выведения и декларируется для носителей семейства EELV, в реальности на зарубежных РН при выведении на ГПО ни разу не применялась схема с апогейным импульсом. Запуск через суперсинхронную ГПО раньше использовался на Атласе-2, Ариан-4, CZ-3 и CZ-2E, а нынче – на Атласе-5, Дельте-4 и CZ-3A/B/C. Разновидностью схемы является выведение при первом включении РБ на промежуточную орбиту с высоким апогеем (порядка 25 тыс. км), второе включение выполняется до достижения ее апогея, обеспечивая одновременный подъем перигея, апогея и уменьшение наклонения, используется она на Атласе-5. При той же массе ПН такая ГПО получается выгоднее обычной суперсинхронной с низким перигеем. Примерно та же схема используется на Зените-3SL с той лишь разницей, что не требуется изменять наклонение промежуточной орбиты, соответственно и апогей его целевой ГПО лежит на высоте ГСО. Именно использованием данных схем объясняется непропорциональное понижение ПН Атласа-5 на ГПО с дельта V 1500 м/с в сравнении со стандартной для Канаверала ГПО 1800 м/с. В итоге получается, что вывод по такой схеме через ГПО не дает выигрыша в сравнении с прямым выведением, хотя в случае недогруженной РН переходная орбита, конечно, получается выгоднее стандартной.

В СССР с самого начала применялась схема прямого вывода на ГСО. Первым нашим геостационарным носителем стала РН Протон-К с РБ ДМ, изначально задумывавшаяся как МБР, но на практике нашедшая применение для лунной программы (пилотируемый облет Луны и лунные АМС). Сравнимая с ГСО, хотя и несколько меньшая, потребная ХС для полета к Луне в сочетании со стремлением получить высокую мю ПН и отсутствием водородных технологий, означала необходимость создания четырехступенчатого носителя, который и был получен путем добавления к исходному Протону третьей ступени и РБ Д, разрабатывавшегося изначально для «лунной» РН Н-1. Когда было решено перевести отечественную связь с орбиты типа Молния на ГСО, наиболее подходящим носителем оказался Протон-К/ДМ, т.к. ГСО требовала существенно большей энергетики, чем ОТМ. Достаточно высокие удельные параметры (УИ и массовое совершенство) РБ делали неоправданным применение пятой ступени даже несмотря на более высокую потребную ХС при старте с Байконура, чем с Мыса Канаверал (примерно на 710 м/с). РБ Д изначально был рассчитан на несколько включений, поэтому существенных изменений в его конструкцию вносить не пришлось. Выведение на ГСО проводилось по двухимпульсной схеме (с двумя включениями маршевой ДУ), при которой РБ со спутником выводился Протоном на опорную орбиту, первым включением в районе экватора поднимал апогей до высоты ГСО, а вторым скруглял орбиту с одновременным уменьшением наклонения.
При коммерческих пусках на ГПО на Протоне используется нормальная схема, когда последнее включение РБ происходит в апогее на высоте ГСО, поэтому ГПО с дельта V 1800 м/с для него не имеет преимуществ по сравнению с ГПО 1500 м/с (в отличие от того же Атласа), в итоге последняя была принята в качестве стандартной для Протона, облегчая конкуренцию с Ариан. Такому решению способствовало то, что на момент выхода Протона на рынок коммерческих запусков его ПН на ГПО 1500 м/с заметно превосходила стартовые массы большинства коммерческих спутников того времени, что делало неактуальным использование ГПО 1800 м/с. Использование схемы с апогейным импульсом РБ обусловлено тем, что вывод по схеме, позволяющей уменьшить количество включений РБ приводит к ГПО 200х35786 км с наклонением 51,6 градуса и дельта V перехода 2430 м/с, требующей существенного увеличения апогейной ДУ. Это означало бы появление дополнительной мелкосерийной модификации каждой спутниковой платформы специально под Протон, что невыгодно их заказчикам. Именно благодаря апогейному импульсу протоновские ГПО так существенно отличаются от большинства иностранных, хотя и имеют зачастую ту же дельта V перехода. В случае недогруза спутник выводится на более выгодную ГПО, при этом легко обеспечиваются ГПО существенно выгоднее 1500 м/с, что недоступно Ариан-5, H-2 и CZ-3. Так же схема с апогейным импульсом РБ используется для РН Союз/Фрегат и Зенит-3SLБ. Выведение на ГПО на Протоне-К с РБ ДМ вначале проводилось по двухимпульсной схеме, а по мере роста массы спутников перешли к трехимпульсной, когда РБ первым включением довыводился на опорную орбиту. Поскольку РБ ДМ оптимизировался для ГСО, то в случае выведения по двухимпульсной схеме его приходилось недозаправлять тем больше, чем тяжелее был спутник. Довыведение на опорную орбиту позволило увеличить заправку, массу на опорной орбите и ПН на ГПО. РБ Бриз-М сразу использовался по схеме с довыведением, но из-за его малой тяговооруженности пришлось вводить промежуточную переходную орбиту для снижения гравитационных потерь и соответственно два перигейных импульса вместо одного, что увеличило время выведения в сравнении с ДМом с 7 до 9 часов. Кроме того, наличие дополнительного бака вынуждает разбивать второй перигейный импульс на два для сброса бака, что увеличивает количество включений Бриза-М до пяти. При запуске легких спутников применялись так же схемы с четырьмя и тремя включениями. В первом случае в ходе второго перигейного импульса не сбрасывался топливный бак, его сброс производился лишь после достижения апогеем высоты ГСО, т.е. часть импульса отрабатывалась с пустым баком, что снижает ПН, но повышает надежность, т.к. требуется на одно включение меньше. Во втором случае второй перигейный импульс вообще отменялся, т.е. апогей достигал высоты ГПО в ходе первого перигейного импульса. При этом длительность выведения сокращалась до 7 часов, но ПН падала еще больше из-за увеличения гравпотерь. Однако слишком большая длительность второго включения дважды приводила к отказу двигателя, поэтому от данной схемы отказались. Схема же с четырьмя включениями по-прежнему используется, в т.ч. и для вывода не слишком тяжелых спутников прямо на ГСО. Максимальная ПН на ГСО и ГПО достигается в схеме с пятью включениями.
Что касается суперсинхронной орбиты, то из-за расположения наших космодромов в достаточно высоких широтах запуск через нее и при использовании нормальной схемы позволяет увеличить ПН на ГПО и ГСО. Сейчас, когда масса некоторых спутников превысила возможности Протона, вполне вероятен вывод их на суперсинхронные ГПО. Недостатком схемы является увеличение длительности выведения (особенно при прямом выведении), что влечет за собой необходимость увеличения САС РБ и соответственно его утяжеление, т.к. требуются дополнительные аккумуляторы, а в случае криогенного РБ – и дополнительная теплоизоляция. Так же могут потребоваться дополнительные аккумуляторы и на спутнике, т.к. до отделения он не может развернуть солнечные батареи.

Американцы значительную часть своих военных спутников так же выводили непосредственно на ГСО, с этой целью был создан Титан-3C с РБ Транстейдж. Последний, однако, имел низкие удельные параметры и в сравнении с запуском через ГПО терялось порядка 30 % ПН. Вероятно, для военных важнее была надежность и некоторое упрощение спутника, нежели максимизация ПН. Не слишком изменилась ситуация в отношении потери ПН и с появлением двухступенчатого твердотопливного РБ IUS. Лишь при использовании в качестве четвертой ступени РБ Центавр-G на Титанах-4A/B запуск через ГПО не дал бы преимущества в плане увеличения ПН. Несколько особняком стоит блок выведения LABS, применявшийся на РН Atlas-2A, но тут нужно учитывать, что запускаемые с его помощью спутники DSCS-3 изначально рассчитывались под выведение IUSом на шаттлах и Титанах и было проще создать этот РБ, чем вносить изменения в их конструкцию. В общем и целом напрямую на ГСО выводились: спутники военной связи DSCS-1/2/3 и Милстар, ретрансляторы двойного назначения TDRS, спутники СПРН DSP, спутники РЭР. Однако новые поколения данных спутников, за исключением РЭР, создаются на гражданских платформах и выводятся на средних версиях EELV исключительно через ГПО, т.к. с одной стороны две-три ступени приводят к существенному проигрышу в ПН перед схемой с довыведением несмотря на высокие удельные параметры и водород на верхней и даже первой (Дельта-4) ступенях, а с другой – не требуется переделка гражданской платформы и увеличение САС верхней ступени. Использование гражданских платформ способствует уменьшению затрат на создание спутников. Ранее такое использование было затруднено во многом из-за недостаточной массы и энергетики коммерческих платформ, теперь же их возможностей вполне достаточно для военной связи. Что касается Дельты-4Н, единственной используемой для прямого запуска на ГСО, то, с одной стороны, она имеет целых три водородных ступени, а с другой, выводимые ею спутники создавались еще под Титан-4 и переделывать их нецелесообразно. Только через ГПО на коммерческих носителях и шаттле выводились спутники военной связи FLTSATCOM, Leasat, UFO и ретрансляторы SDS-2/3, та же схема сохранилась и для их потомков. Таким образом, в США долгое время параллельно существовали две схемы выведения: прямое для военных спутников на Атлас-Аджене-D, Титанах-3С, 34D, 4A/B и шаттле и через ГПО для всех коммерческих, экспериментальных и части военных на Дельте, Атлас-Центавре и шаттле. При этом максимизация ПН зачастую не была для военных определяющим фактором. С появлением РН семейства EELV и переводом большинства военных спутников на коммерческие платформы фактически победила схема выведения через ГПО.

Относительно прямого выведения нужно еще отметить неудачную попытку японцев в 1994 г., когда на H-2 с блоком выведения LAPS был запущен спутник ETS-6, но вследствие отказа ДУ LAPSа оказался на нерасчетной орбите. После этого японцы перешли к традиционной схеме с апогейной ДУ в составе спутника и к отдельному блоку выведения вряд ли вернутся, т.к. заметных преимуществ он не дает, зато увеличивает продольные габариты связки, ухудшает массовое совершенство ДУ и засоряет ГСО.

Ниже в таблицах приведены расчетные и справочные данные, позволяющие оценить преимущества старта с низких широт, а так же выгоду от запуска через ГПО для разных носителей.

1 – минимально возможное наклонение опорной орбиты, градусов
2 – потребная ХС перехода с опорной орбиты на ГСО без учета гравпотерь, м/с
3 – максимальная прибавка от вращения Земли при старте с данного космодрома при выводе на опорную орбиту, м/с
4 – уменьшение (увеличение) потребной ХС перехода за счет необходимости разворота плоскости переходной орбиты на меньший (больший) угол в сравнении со стартом с Байконура по стандартной трассе выведения, м/с
5 - уменьшение (увеличение) потребной ХС при выводе на опорную орбиту за счет большей (меньшей) прибавки от вращения Земли в сравнении со стартом с Байконура, м/с
6 – суммарное уменьшение (увеличение) потребной ХС при старте с данного космодрома в сравнении со стартом с Байконура, м/с

В таблице 1 приведены ХС, потребные для перехода на ГСО с низкой круговой опорной орбиты высотой 200 км и минимальным наклонением, обеспечиваемым широтой космодрома и разрешенными азимутами пусков, а так же выигрыш в ХС при запуске на ГСО для разных космодромов в сравнении с Байконуром. Она призвана напомнить, что более высокая ПН на ГПО/ГСО иностранных носителей во многом связана с меньшей широтой их старта и ее нельзя напрямую использовать при сравнении совершенства наших и зарубежных РН, в т.ч. для доказательства преимуществ водорода.

В таблицах 2 и 3 приведены оценки выигрыша от запуска через ГПО в сравнении с прямым выведением для современных и перспективных носителей.
Данные по ПН Атласа-5, Дельты-4, Ариан-4, CZ-3, Протона-М, Зенита-3SLБ и Союза-ST на ГПО и ГСО взяты из соответствующих руководств пользователя. ПН Ангары-5 на ГПО взята из руководства пользователя, а на ГСО с сайта ГКНПЦ им. Хруничева. ПН Протона-К/ДМ-2М на ГСО взята с сайта ГКНПЦ, а на ГПО из журнала Новости Космонавтики № 5 за 1999 г. ПН H-2A и H-2B – с сайта JAXA, Зенита-3SL - из НК № 5 за 1999 г., Ариан-5ECA - с сайта Arianespace, GSLV – с сайта ISRO. Хотя Ариан-4 и не эксплуатируется уже 7 лет, она так же включена в таблицу, т.к. весьма интересно сравнить современные РН с самым успешным геостационарным носителем своей эпохи.
Здесь нужно отметить один важный момент: в большинстве руководств пользователя под ПН понимается не масса КА, а сумма его массы и массы адаптеров и переходников. Связано это с тем, что для разных спутников применяются разные адаптеры, а при парных запусках - еще и разные переходники. В итоге получается много комбинаций КА и переходных систем, перечисление массы собственно ПН для каждой из которых занимает много места. Значительно удобней из табличного значения «ПН» вычесть массу соответствующей переходной системы и выяснить таким образом, сколько останется на спутник(и). Называется такая «условная ПН» по-разному: Useful Load Mass для Дельты-4, Payload Systems Weight для Атласа-5, Payload Systems Mass для Протона-М, Ангары и Зенита-3SLБ, payload capability для Зенита-3SL, payload mass для Ариан-5.
Может возникнуть вопрос, так ли уж важно вычитать эти адаптеры и переходники. К примеру, для Атласа-5 серии 500 адаптер весит всего 40 кг и в данном случае это не имеет принципиального значения, однако для Дельты-4 с верхними ступенями диаметром 5 м масса адаптера составляет уже 400 кг, т.е. весьма заметную долю от массы ПН, а в случае парных запусков на Ариан-5 масса переходных систем еще больше. Поскольку более объективно сравнивать носители все же по массе «чистой» ПН, там, где это возможно, ПН приведена без учета переходных систем. В таблицах 2 и 3 те ПН, что взяты из руководств пользователя, приведены за вычетом массы адаптера и переходников, при этом брались самые легкие варианты последних. Для носителей, у которых масса ПН бралась из журналов и с сайтов производителей, масса адаптеров не вычиталась, т.к. неизвестно, включена ли она в эту ПН, а так же неизвестна и масса самих адаптеров. Только для Ариан-5 можно почти наверняка сказать, что ее грузоподъемность на сайте приведена с учетом адаптеров, поскольку именно так определяется ПН в руководстве пользователя Ариан-5, масса ее ПН без адаптера приведена в таблице для запуска одиночного спутника, для парного она будет еще минимум на 550 кг меньше. Только для семейства CZ-3A масса ПН в руководстве пользователя приведена без учета адаптера.
Имеется заметное расхождение между ПН Протона-М на ГСО, указанной в руководстве пользователя и на сайте ГКНПЦ – 3,14 т (без адаптера) и 3,7 т соответственно. На сайте, очевидно, приведена ПН при пуске по «южной» трассе на опорную орбиту наклонением 48 градусов для модифицированного носителя, эта величина подтверждена при парном запуске Экспресса-АМ44 и Экспресса-МД1 в 2009 году (в сумме 3670 кг).
ПН Ангары-5 на ГПО в руководстве пользователя с учетом адаптера и на сайте ГКНПЦ совпадают, поэтому можно предположить, что ПН Ангары, указанные на сайте, приведены с учетом массы адаптера. Исходя из этого, в таблице приведены ПН Ангары на ГСО и ГПО за вычетом адаптера.
ПН Зенита-3SL на ГПО в руководстве пользователя указана 6,11 т (за вычетом адаптера), на сайте КБ «Южное» и в Новостях Космонавтики - 6,0 т, т.е. расхождение непринципиальное. ПН Зенита-3SLБ на ГПО 1500 м/с на сайте КБЮ указана 3,75 т, а в руководстве – 3,48 т за вычетом адаптера и 3,6 т с адаптером, вероятно, со времени издания руководства удалось несколько повысить ПН. В таблице 3 указаны меньшие значения ПН лишь с той целью, чтобы данные по ПН на ГПО и ГСО были из одного источника и можно было точнее оценить выигрыш от довыведения.
Поскольку ПН GSLV Mk.I/II на сайте ISRO указана с разбросом 0,5 тонны (2,0-2,5 т), за максимальную ПН принята масса самого тяжелого из выводившихся на ней спутников, на данный момент это GSAT-5P (запуск неудачный).
Принято, что запас топлива на спутнике используется только для довыведения, доля массы ДУ в массе спутника на ГСО принята 0,065 для ГПО 1800 м/с и 0,051 для ГПО 1500 м/с, оценка доли массы ДУ проведена здесь. Если у кого-то имеются более точные данные по массе ДУ, он может точнее оценить выгоду от довыведения. Однако нужно отметить, что массовое совершенство апогейной ДУ в достаточно широком диапазоне (8-14 единиц) имеет весьма незначительное влияние на выигрыш от довыведения (в пределах нескольких процентов) в сравнении с влиянием УИ и массового совершенства РБ, а так же величины ХС, которую он должен обеспечить. Связано это с тем, что ХС, приходящаяся на долю РБ, в несколько раз выше, чем у апогейной ДУ, поэтому доля пустого РБ в конечной массе существенно больше, чем у апогейной ДУ. Для апогейной ДУ принят типичный в настоящее время УИ 320 с.

Из таблиц видно, что для Атласа-5, Дельты-4М, Зенита-3SL, Зенита-3SLБ и Союза-ST/Фрегат довыведение (запуск через ГПО) дает заметный выигрыш, для Протона-К/ДМ-2М, Протона-М/Бриза-М и Ангары-5/Бриза-М выгода незначительна. Так же видно, что с увеличением доли первой ступени и уменьшением потребной ХС за счет снижения гравитационных потерь для версий EELV с большим числом стартовых твердотопливных ускорителей относительный выигрыш уменьшается, а для Дельты-4Н и Атласа-5HLV выгода и вовсе невелика, т.к. они имеют три полноценные ступени с высокими удельными параметрами, хотя и с неоптимальным распределением ХС между ними. Плюс тяжелые EELV имеют низкую тяговооруженность, как стартовую, так и верхних ступеней, в итоге большая масса спутника, запускаемого на ГПО, приводит к росту гравпотерь, уменьшая тем самым ПН на ГПО и, соответственно, выигрыш от довыведения. Для Зенита-3SLБ выигрыш заметно больше, чем для Зенита-3SL, отчасти это объясняется тем, что РБ ДМ для него слишком тяжел, отчасти – большей потребной ХС при старте с Байконура. Так же сравнение Зенита-3SL и Зенита-3SLБ наглядно показывает, какое преимущество дает старт с экватора в сравнении с Байконуром. Сравнение это, правда, не совсем корректно, т.к. блок ДМ для Зенита-3SLБ несколько облегчен относительно Зенита-3SL, но с другой стороны, у первого более поздний сброс обтекателя и менее оптимальная траектория выведения из-за ограничений по районам падения. Четырехступенчатый Союз-ST/Фрегат имеет сравнимый с трехступенчатым Зенитом-3SL выигрыш от довыведения из-за худших удельных параметров Фрегата в сравнении с блоком ДМ-SL. В то же время лучшее массовое совершенство блока ДМ-2М для Протона-К уменьшает выгоду от довыведения в сравнении с Зенитом-3SL/ДМ-SL несмотря на большую потребную ХС для ДМ-2М при старте с Байконура. Еще лучшее массовое совершенство Бриза-М и сбрасываемый топливный бак компенсируют меньший УИ его двигателя, в итоге выгода от запуска через ГПО на нем так же невелика. Меньший выигрыш на Ангаре-5 от довыведения в сравнении с Протоном-М, несмотря на большую потребную ХС при старте с Плесецка, можно объяснить увеличением гравпотерь при выведении на ГПО по аналогии с EELV, а так же более ранним сбросом обтекателя при запуске федеральных КА, однако не исключена и неточность исходных данных (здесь нужно отметить, что пару лет назад на сайте ГКНПЦ ПН для Ангары-5 на ГСО указывалась 2,8 т при тех же 5,4 т на ГПО).
Для CZ-3, Ариан-5, Ариан-4, Н-2, GSLV данных по ПН на ГСО при прямом выведении нет, поэтому оценить выгодность запуска через ГПО для них проблематично, но для удобства сравнения с Протоном они так же включены в таблицу. Грубая оценка показывает выигрыш от довыведения для данных носителей от 25 до 40 %. Масса на ГСО без апогейной ДУ позволяет сравнивать их с ПН Протона на ГСО по единой шкале, т.к. в конечном счете именно масса на целевой орбите является определяющей, а ПН на разные виды ГПО нельзя сравнивать напрямую. К примеру, CZ-3B на первый взгляд несколько превосходит Ариан-44L, но в действительности по массе ПН на целевой орбите китайцам удалось сравняться с давно ушедшей Арианой лишь с появлением модификации CZ-3BE. Нужно так же подчеркнуть, что максимальный выигрыш от довыведения обеспечивается только при выведении через стандартную для данного космодрома ГПО и полном использовании грузоподъемности носителя. Отказ от апогейного импульса РБ из-за стремления сократить число включений и длительность его активного существования приводят к необходимости поворота наклонения в перигее, что значительно уменьшает или даже сводит на нет преимущества довыведения в случае недогруженного носителя. При этом некоторое упрощение и повышение надежности РБ разменивается на усложнение спутника, целесообразность и стоимость этого – вопрос дискуссионный.

О влиянии количества ступеней на выигрыш от довыведения. С увеличением количества ступеней уменьшается доля ХС, приходящаяся на каждую ступень, в т.ч. и РБ, соответственно выгода от запуска через ГПО уменьшается, поскольку введение дополнительной ступени в виде апогейной ДУ не позволяет получить заметный выигрыш в ПН, особенно если удельный импульс ДУ РБ выше, чем у апогейного двигателя. Двухступенчатый керосиновый носитель при достигнутых в настоящее время показателях УИ и массового совершенства не может вывести на ГСО сколько-нибудь существенную ПН, замена второй ступени на водородную существенно улучшает ситуацию, однако выигрыш все равно остается значительным – примерно двукратным. Для трехступенчатого керосинового носителя выигрыш падает до 15-20 %, для четырехступенчатого – до 5-10 %. Водородный РБ на трех/четырехступенчатом носителе делает довыведение невыгодным. Все раскладки приведены для случая оптимального распределения ХС между ступенями. Небольшие твердотопливные ускорители, дающие небольшой вклад в ХС, приводят к увеличению доли ХС, приходящейся на остальные ступени, делая выгодным довыведение для трехступенчатого носителя. Для старта с низких широт довыведение менее выгодно, т.к. уменьшается общая потребная ХС и доли ее, приходящиеся на отдельные ступени.

Об оптимальности распределения ХС по ступеням. В случае двух/трехступенчатого носителя при условии оптимального распределения ХС между ступенями требуется довыведение верхней ступени на низкую опорную орбиту, с которой затем уже повторными запусками ДУ осуществляется вывод на ГПО или ГСО (кроме случаев старта с приэкваториальных космодромов, когда возможно прямое выведение на ГПО). Однако в случае четырехступенчатого носителя оптимальное распределение ХС требует повторного запуска уже от двух ступеней – третьей и четвертой (РБ), что удорожает и усложняет носитель. Чтобы избежать этого, ХС перераспределяется в пользу РБ, который выводится третьей ступенью однократного включения на опорную орбиту. При таком раскладе количество нижних ступеней определяет лишь мю ПН на околоземную орбиту, а выгодность/невыгодность запуска через ГПО целиком зависит от УИ и массового совершенства РБ. Причем чем южнее расположен старт, тем оптимальнее получается распределение ХС между ступенями, т.к. дельта V перехода с низкой орбиты на ГСО уменьшается. Неоптимальное перераспределение ХС отчасти компенсируется ростом массового совершенства РБ с увеличением его размеров. Насколько сложно сделать небольшой РБ с высоким массовым совершенством, хорошо видно на примере Фрегата и Бриза-КМ. Увеличение заправки данных РБ путем увеличения объема баков (Фрегат) и добавления сбрасываемого бака (Бриз-М, Фрегат-СБ) существенно улучшает их массовое совершенство. Та же ситуация наблюдается и с блоком ДМ – вариант ДМ-03 с увеличенными баками имеет лучшее совершенство, чем исходный ДМ-02М. Больше того, данный эффект делает выгодным довыведение РБ на опорную орбиту, т.е. увеличение заправки РБ приводит к такому росту его массового совершенства, которое компенсирует небольшое дополнительное перераспределение ХС в пользу РБ и дает некоторую прибавку ПН. В случае, если бы массовое совершенство увеличенного РБ не улучшалось, довыведение на опорную орбиту приводило бы к потерям ПН. В случае, если РБ оптимизирован для ГСО, использование его для вывода на ГПО приводит к существенному уменьшению доли ХС, приходящейся на РБ, делая выгодным довыведение на опорную, однако значительное перераспределение ХС при этом от нижних ступеней к РБ не всегда бывает выгодно, т.к. приводит к госту гравитационных потерь из-за низкой тяговооруженности РБ, так же увеличиваются и гравпотери нижних ступеней, т.к. суммарная масса полностью заправленного РБ и спутника при запуске на ГПО заметно больше, чем для ГСО, поэтому, например, Бриз-М при запусках на ГПО летает недозаправленным. Вообще говоря, из-за разных оптимумов распределения ХС между ступенями и сами РБ под ГСО и ГПО должны быть разными, но поскольку это слишком дорого, используют один и тот же РБ, оптимизированный под какую-то из задач. Наши РБ оптимизируются под прямое выведение, на EELV, как ни странно, верхние ступени так же оптимальнее для прямого вывода, а вот остальные зарубежные носители оптимизированы под ГПО.

Таким образом, переход на прямую схему вывода за рубежом в обозримом будущем вряд ли произойдет, а что касается иностранных спутников, выводимых на Протоне, то переделывать их под прямой вывод никто не будет как по причине малой серийности, так и потери возможности запуска на других носителях. Поскольку в России отсутствует опыт создания апогейных ДУ и нет двигателей малых тяг с таким же высоким УИ, что у зарубежных аналогов, которые могли бы использоваться в их составе, для нас представляется нецелесообразным переход на иностранную схему выведения, требующий значительных затрат и мало что дающий взамен.

Использованные сокращения:
ГСО – геостационарная орбита
ГПО – геопереходная орбита
ХС – характеристическая скорость
ПН – полезная нагрузка
КА – космический аппарат
СУ – система управления
РН – ракета-носитель
ДУ – двигательная установка
РДТТ – ракетный двигатель твердого топлива
ЖРД – жидкостный ракетный двигатель
УИ – удельный импульс
Мю ПН (µ ПН) – относительная полезная нагрузка, т.е. отношение массы ПН к стартовой массе РН

Использованные источники:
Журналы «Новости космонавтики» и их сайт http://www.novosti-kosmonavtiki.ru
Сайт Гюнтера Кребса http://space.skyrocket.de
Сайт Марка Вэйда http://www.astronautix.com
Сайт ГКНПЦ им. Хруничева
Сайт Arianespace
Сайт JAXA
Сайт ISRO
Atlas V Launch Services User’s Guide 2010, Delta IV payload planners guide 2007 на сайте ULA
Land Launch User’s Guide 2004, Sea Launch User’s Guide 2008 на сайте Sea Launch
Proton Mission Planner's Guide 2009 на сайте ILS
Ariane 5 user’s manual 2008, Ariane 4 user’s manual 1999, Soyuz User’s Manual 2006 на сайте Arianespace
LM-3A Series Launch Vehicle User’s Manual 2011 на сайте CGWIC
Левантовский В.И., «Механика космического полета в элементарном изложении»