H-IIA
| H-IIA | |
 |
|
| Подготовка к запуску ракеты-носителя «H-IIA» | |
| Общие сведения | |
|---|---|
| Страна |  Япония |
| Семейство | H-II |
| Назначение | ракета-носитель |
| Разработчик | Mitsubishi Heavy Industries |
| Изготовитель | Mitsubishi Heavy Industries |
| Основные характеристики | |
| Количество ступеней | 2+ |
| Длина |
53 м |
| Диаметр | 4 м |
| Стартовая масса | |
| Масса полезной нагрузки | |
| — на НОО |
202: 10 000 кг |
| — на ГПО-1830 |
202: 4000 кг |
| — на ГПО-1500 |
202: 2970 кг |
| — на ССО (800 км) |
202: 3300 кг |
| История запусков | |
| Состояние | действующая |
| Места запуска | |
| Число запусков |
34 |
| — успешных |
33 |
| — неудачных |
1 (2024) |
| Первый запуск |
202: 29 августа 2001 |
| Последний запуск | |
| Ступени | |
| Ускоритель (все варианты H-IIA) — SRB-A[en] | |
| Количество ускорителей | 2 или 4 |
| Диаметр | 2,5 м |
| Маршевый двигатель | РДТТ SRB-A3[en] |
| Тяга | 5040 кН (2 ускорителя) |
| Удельный импульс | 283 с |
| Время работы | 100 с |
| Топливо | HTPB |
| Ускоритель (H-IIA 2022, 2024) — SSB (сняты с эксплуатации) | |
| Количество ускорителей | 2 или 4 |
| Маршевый двигатель | РДТТ Castor-4AXL[en] |
| Тяга | 1490 кН (2 ускорителя) |
| Удельный импульс | 282 с |
| Время работы | 60 c |
| Топливо | HTPB |
| Первая ступень | |
| Маршевый двигатель | LE-7A[en] |
| Тяга | 1098 кН |
| Удельный импульс | 440 c |
| Время работы | 390 с |
| Горючее | жидкий водород |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Вторая ступень | |
| Маршевый двигатель | LE-5B[en] |
| Тяга | 137 кН |
| Удельный импульс | 448 с |
| Время работы | 530 с |
| Горючее | жидкий водород |
| Окислитель | жидкий кислород |
 H-IIA на Викискладе |
|
H-IIA (эйч-два-эй) — японская одноразовая ракета-носитель среднего класса семейства H-II. Создана по заказу Японского агентства аэрокосмических исследований (JAXA) компанией Mitsubishi Heavy Industries.
Ракета «H-IIA» является дальнейшим развитием ракеты-носителя «H-II», которая была значительно модифицирована, что позволило повысить надёжность и вдвое снизить стоимость запусков. За счёт использования композитных материалов из углерода удалось снизить массу и количество деталей.
Были созданы четыре варианта носителя «H-IIA» для различного спектра применений, позволяющие запускать спутники на разные орбиты, включая низкую околоземную, солнечно-синхронную и геопереходную. Стартовый комплекс расположен в Космическом центре Танэгасима.
Впервые ракета этого типа была запущена 29 августа 2001 года. Шестой запуск, 29 ноября 2003 года, окончился неудачей, приведшей к потере двух разведывательных спутников, предназначенных для наблюдения за территорией Северной Кореи[1].
Начиная с тринадцатого запуска JAXA передала основные эксплуатационные функции по запуску ракеты компании Mitsubishi Heavy Industries, оставив за собой только общий надсмотр для соблюдения безопасности при запуске и во время полёта[2].
14 сентября 2007 года ракета-носитель была использована для вывода на орбиту Луны японского исследовательского аппарата SELENE. 20 мая 2010 года ракетой был запущен исследовательский зонд PLANET-C (Акацуки) для изучения атмосферы Венеры.
Содержание
Конструкция[править | править вики-текст]
Первая ступень[править | править вики-текст]
Первая ступень ракеты-носителя «H-IIA» использует криогенные компоненты топлива: жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя, с температурами −253 °C и −183 °C соответственно. Топливные баки выполнены из алюминиевого сплава, промежуточная секция в верхней части ступени сделана из композитного материала (алюминиевая основа, покрытая углепластиком).
Высота ступени составляет 37,2 м, диаметр — 4 м, стартовая масса — 114 т, из которые 101,1 — топливо[2].
Использует один жидкостный ракетный двигатель LE-7A, модифицированный двигатель LE-7 ракеты-предшественницы, «H-II». Хотя технические показатели модифицированного двигателя изменились незначительно, изменения значительно упростили процессе его сборки[3]. Тяга двигателя составляет 1098 кН, удельный импульс — 440 с. Контроль вектора тяги обеспечивается отклонением двигателя от центральной оси[2].
Для стабилизации топлива в топливных баках и поддержания его рабочего давления используется сжатый гелий, содержащийся в трёх 84-литровых баллонах под давлением 308 бар[4].
Время работы ступени составляет 390 секунд, после чего происходит её отстыковка от второй ступени.
Ускорители[править | править вики-текст]
На «H-IIA» использовались 2 вида твердотопливных ракетных ускорителя, которые присоединены по бокам первой ступени и обеспечивают основную тягу ракеты-носителя во время запуска. 4 разных варианта ракеты-носителя определялись различной конфигурацией видов и количества установленных твердотопливных ускорителей. Также в ходе разработки ракеты-носителя рассматривалась возможность использования дополнительных жидко-топливных ускорителей, создаваемых на базе первой ступени с двигателем LE-7A, но эти планы были отменены в пользу развития ракеты-носителя «H-IIB».
SRB-A[править | править вики-текст]
Два или четыре твердотопливных ускорителя SRB-A[en] (англ. solid rocker booster) производства компании IHI Corporation устанавливаются на всех версиях ракеты-носителя. В отличие от предшественника, который использовался на «H-II» и имел корпус из стали, SRB-A выполнен из композитного материала с применением углеволокна, что позволило снизить его вес и повысить прочность.
Первоначальная версия двигателя использовалась в первых шести первых запуска, во время шестого, в ноябре 2003 года, в результате локальной эрозии сопла одного из ускорителей была разрушена система его крепления, что не позволило ему отсоединится от первой ступени[5]. Вес ускорителя не позволил ракете-носителю достичь необходимой скорости и высоты, что вынудило к её ликвидации по команде с земли[6]. Исходя из результатов расследования причин аварии, была проведена модификация ускорителя, в частности изменена форма сопла для снижения температурной нагрузки, с той же целью снижена тяга и увеличено время горения. Улучшенный двигатель использовался с седьмого по семнадцатый запуски, но в связи с тем, что проблема с эрозией сопла не была решена окончательно, последовал переход на нынешнюю версию SRB-A3. Путём проведения ещё одной модификации сопла удалось избавиться от проблем с эрозией и первый запуск с ускорителями SRB-A3 был выполнен 11 сентября 2010 года[5].
Высота ускорителя составляет 15,1 м, диаметр — 2,5 м, стартовая масса пары ускорителей — 151 т. Максимальная тяга двух ускорителей достигает 5040 кН, удельный импульс 283,6 с, время работы — 100 с. Используется топливо на основе HTPB[2].
Существует два варианта ускорителя SRB-A3, выбираются в зависимости от потребностей конкретной миссии: первый обеспечивает более высокую тягу с более коротким горением, второй — продолжительное горение со сниженной тягой[5].
SSB[править | править вики-текст]
SSB — сокращение от англ. solid strap-on booster. В версиях ракеты-носителя 2022 и 2024 дополнительно к двум ускорителями SRB-A использовались соответственно 2 или 4 модифицированных твердотопливных ускорителя Castor-4AXL[en] производства компании Alliant Techsystems[en] (ATK). Использование этих ускорителей прекращено с целью уменьшения количества версий ракеты-носителя до двух, для снижения финансовых затрат на обслуживание.
Диаметр ускорителей составлял 1,02 м, высота — 14,9 м, стартовая масса пары ускорителей — 31 т. Тяга пары ускорителей равна 1490 кН, удельный импульс — 282 с, время работы — 60 сек. Также использует топливо на основе HTPB[2].
Вторая ступень[править | править вики-текст]
Строение второй ступени повторяет основные черты строение первой для снижения производственных затрат. Топливные баки выполнены из алюминиевого сплава, в качестве компонентов топлива также используются жидкий водород и жидкий кислород.
Высота ступени составляет 9,2 м, диаметр — 4 м, стартовый вес — 20 т, из который топливо — 16,9 т[2].
На ступень установлен один жидкостный ракетный двигатель LE-5B[en], производный от двигателя LE-5A, устанавливаемого на ракете H-II. Тяга двигателя составляет 137 кН, удельный импульс — 448 с. Двигатель может быть перезапущен многократно, что позволяет выводить полезную нагрузку на разные орбиты в ходе одного запуска. Общее время работы двигателя — до 530 секунд. Контроль вектора тяги по тангажу и рысканию обеспечивается отклонением двигателя, для контроля вращения используются маленькие гидразиновые двигатели[3].
Модернизация ступени 2015 года[править | править вики-текст]
В 2015 году проведено усовершенствование второй ступени, главной целью которого является обеспечение возможности производить выведение спутников на геопереходную орбиту с остаточным бюджетом дельта-v в 1500 м/с до геостационарной орбиты (до этого спутники выводились на орбиту с остаточным дельта-v в 1830 м/с). Методика улучшенного выведения подразумевает повышение перигея орбиты со стандартных 250 км до 2700 км с тремя запусками двигателя второй ступени вместо стандартных двух, третьему запуску двигателя предшествует длительный (4 часа) период свободного полёта ступени[7][4].
Для поддержания работоспособности ступени в течение этого периода были произведены такие изменения:
- ступень покрыта специальной белой краской для отражения солнечного света с целью снижения уровня испарения криогенного топлива в баках,
- установлена новая система захолаживания двигателя перед запуском, на треть снижающая расход жидкого кислорода во время этого процесса,
- используется постоянное вращение ступени в течение свободного полёта, чтобы солнце не светило постоянно на одну сторону ступени, это позволяет поддерживать единую температуру для всего топлива,
- для осаждения топлива в нижнюю часть баков (перед запуском двигателя и с целью снижения его испарения в фазе свободного полёта) до этого использовались гидразиновые двигатели, но запаса топлива не хватило бы на многочасовую миссию, поэтому для этого используются газы испаряющихся компонентов топлива,
- установлены увеличенная литий-ионная батарея для длительного поддержания энергообеспечения ступени и высокопроизводительная антенна для обеспечения надёжного поступления необходимых данных состояния ступени, даже при достижении высоты геостационарной орбиты[8].
Для повышения точности выведения полезной нагрузки на орбиту, двигатель второй ступени получил способность к дросселированию до 60 % от максимальной тяги[8].
Кроме того, значительно снижена перегрузка, оказываемая на полезную нагрузку, за счёт новой, не пиротехнической системы отстыковки космического аппарата[7].
Впервые обновленная вторая ступень использована во время 29-го запуска, 24 ноября 2015 года.
Головной обтекатель[править | править вики-текст]
Стандартный, наиболее часто используемый обтекатель (4S, англ. short — «короткий») имеет диаметр 4 м, длину 12 м и вес 1400 кг. Также может быть использован пятиметровый короткий обтекатель (5S) и удлинённый вариант четырёхметрового обтекателя (4/4D-LC) для одновременного запуска двух крупных спутников[2][4].
Варианты ракеты-носителя «H-IIA»[править | править вики-текст]
Версия запускаемой ракеты-носителя обозначается в трёх или четырёх цифрах.
- Первая цифра обозначает количество ступеней ракеты-носителя и всегда равна 2.
- Вторая цифра обозначает количество жидко-топливных ускорителей (LRB, liquid rocket booster) и может быть 0, 1 и 2. На практике всегда 0, поскольку такие ускорители не используются.
- Третья цифра обозначает количество твердотопливных ускорителей SRB-A[ja] (SRB, solid rocket booster) и может быть 2 или 4.
- Четвёртая цифра (используется при необходимости) обозначает количество твердотопливных ускорителей Castor-4AXL[en] (SSB, solid strap-on booster) и может быть 2 или 4.
В эксплуатации находятся только версии 202 и 204. Версии 2022 и 2024 сняты с эксплуатации, в последний раз были запущены в 2007 и 2008 году соответственно.
 |
Таблица характеристик версий ракеты-носителя[3][9]
| Версии | Действующие | Сняты с эксплуатации[10] | Отменены | ||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| H2A202 | H2A204 | H2A2022 | H2A2024 | H2A212 | H2A222 | ||
| Масса (т) | 289 | 443 | 321 | 351 | 403 | 520 | |
| ПН на ГПО-1830 (т) | 4 | 5,95 | 4,5 | 5 | 7,5 | 9,5 | |
| ПН на ГПО-1500 (т) | 2,97 | 4,82 | - | - | - | - | |
| ПН на НОО (т) | 10 | 15 | - | - | - | - | |
| Ускорители | SRB-A | 2 | 4 | 2 | 2 | 2 | 2 |
| SSB | - | - | 2 | 4 | - | - | |
| LRB | - | - | - | - | 1 | 2 | |
Данные полезной нагрузки на 31 октября 2015 года, с учётом стандартного обтекателя (4S) и улучшенной второй ступени.
Развитие ракеты-носителя[править | править вики-текст]
Результатом усилий JAXA по дальнейшему развитию своих ракет-носителей (в частности по увеличению диаметра бака для криогенного топлива в целях увеличения массы выводимой полезной нагрузки) стало создание ракеты-носителя «H-IIB», первый запуск которой был произведён 10 сентября 2009 года. С его помощью на околоземную орбиту к Международной космический станции был доставлен первый японский транспортный корабль «HTV».
В дальнейшем, после 2020 года, планируется заменить «H-IIA» ракетой-носителем «H3».
Запуски[править | править вики-текст]
| Полёт | Дата (UTC) | Версия | Полезная нагрузка | Орбита | Итог |
|---|---|---|---|---|---|
| TF1 | 29 августа 2001, 07:00 | 202 | VEP 2 LRE |
ГПО | Успех |
| TF2 | 4 февраля 2002, 02:45 | 2024 | VEP 3 MDS-1 (Цубаса) DASH |
ГПО | Успех |
| F3 | 10 сентября 2002, 08:20 | 2024 | USERS DRTS (Кодама) |
ГПО | Успех |
| F4 | 14 декабря 2002, 01:31 | 202 | ADEOS 2 (Мидори 2) WEOS (Канта-кун) FedSat 1 MicroLabSat 1 |
ССО | Успех |
| F5 | 28 марта 2003, 01:27 | 2024 | IGS-Optical 1 IGS-Radar 1 |
НОО | Успех |
| F6 | 29 ноября 2003, 04:33 | 2024 | IGS-Optical 2 IGS-Radar 2 |
НОО | Неудача[6] |
| F7 | 26 февраля 2005, 09:25 | 2022 | MTSAT-1R (Химавари 6) |
ГПО | Успех |
| F8 | 24 января 2006, 01:33 | 2022 | DAICHI (Дайти) (ALOS) |
ССО | Успех |
| F9 | 18 февраля 2006, 06:27 | 2024 | MTSAT-2 (Химавари 7) |
ГПО | Успех |
| F10 | 11 сентября 2006, 04:35 | 202 | IGS-Optical 2 |
НОО | Успех |
| F11 | 18 декабря 2006, 06:32 | 204 | ETS-VIII (Кику-8) |
ГПО | Успех |
| F12 | 24 февраля 2007, 04:41 | 2024 | IGS-Radar 2 IGS-Optical 3V |
НОО | Успех |
| F13 | 14 сентября 2007, 01:31 | 2022 | SELENE (Кагуя) |
к Луне | Успех |
| F14 | 23 февраля 2008, 08:55 | 2024 | WINDS (Кизуна) |
ГПО | Успех |
| F15 | 23 января 2009, 12:54 | 202 | GOSAT (Ибуки) SDS-1 STARS (Kūkai) KKS-1 (Кисэки) PRISM (Хитоми) Sohla-1 (Майдо 1) SORUNSAT-1 (Кагаяки) SPRITE-SAT (Райдзин) |
ССО | Успех[11] |
| F16 | 28 ноября 2009, 01:21 | 202 | IGS Optical 3 |
НОО | Успех[12] |
| F17 | 20 мая 2010, 21:58 | 202 | PLANET-C (Акацуки) IKAROS UNITEC-1 WASEDA-SAT2 (J-POD) KSAT (J-POD) Negai (J-POD) |
к Венере | Успех[13] |
| F18 | 11 сентября 2010, 11:17 | 202 | Quasi-Zenith Satellite 1 (Митибики) |
ГПО | Успех |
| F19 | 23 сентября 2011, 04:36 | 202 | IGS-Optical 4 |
НОО | Успех |
| F20 | 12 декабря 2011, 01:21 | 202 | IGS-Radar 3 |
НОО | Успех |
| F21 | 17 мая 2012, 16:39 | 202 | GCOM-W1 (Shizuku) KOMPSAT-3 (Arirang 3) SDS-4 HORYU-2 |
ССО | Успех[14] |
| F22 | 27 января 2013, 04:40 | 202 | IGS-Radar 4 IGS-Optical 5V |
НОО | Успех |
| F23 | 27 февраля 2014, 18:37 | 202 |  GPM-Core[en] Ginrei[en] (ShindaiSat) STARS-II[en] (GENNAI) TeikyoSat-3[en] KSAT-2[en] (Hayato 2) OPUSAT[en] INVADER[en] (ARTSAT 1) ITF-1[en] (Yui) |
ССО | Успех[15] |
| F24 | 24 мая 2014, 03:05 | 202 | DAICHI-2[en] (ALOS-2) RISING-2[en] UNIFORM-1[en] SOCRATES[en] SPROUT |
ССО | Успех[16] |
| F25 | 7 октября 2014, 05:16 | 202 | Himawari 8 |
ГПО | Успех[17][18] |
| F26 | 3 декабря 2014, 4:22 | 202 | Хаябуса-2 Sinen 2 Despatch (Artsat 2) Procyon |
ГЦО | Успех[19] |
| F27 | 1 февраля 2015, 01:21 | 202 | IGS-Radar Spare (резервный) |
НОО | Успех[20] |
| F28 | 26 марта 2015, 01:21 | 202 | IGS-Optical 5 |
НОО | Успех[21] |
| F29 | 24 ноября 2015, 06:15 | 204 |  Telstar 12 VANTAGE |
ГПО | Успех[22][23] |
| F30 | 17 февраля 2016, 08:45 | 202 | Astro-H ChubuSat 2 (Kinshachi 2) ChubuSat 3 (Kinshachi 3) Horyu 4 (AEGIS) |
НОО | Успех |
| F31 | 2 ноября 2016, 06:20 | 202 | Himawari 9 |
ГПО | Успех[24][25][26] |
| F32 | 24 января 2017, 07:44 | 204 | DSN-2 (Кирамэки-2) |
ГПО | Успех[27][28] |
| F33 | 17 марта 2017, 01:20 | 202 | IGS-Radar 5 |
НОО | Успех[29] |
| F34 | 1 июня 2017, 0:17 | 202 | QZS 2 (Митибики-2) |
ГПО | Успех[30] |
| Планируемые запуски | |||||
| F35 | 11 августа 2017[31] | 202 | QZS 3 (Митибики-3) |
ГПО | |
| 2017 | 202 | GCOM-C SLATS[en] |
ССО | ||
| 2017 | 202 | QZS 4 |
ГПО | ||
| 202 | IGS-Optical 6 |
НОО |
|
||
| 202 | GOSAT 2 KhalifaSat |
ССО | |||
| 202 | ALOS 3 |
ССО | |||
| июль 2020 | 202 | Emirates Mars Mission[en] |
к Марсу | ||
Примечания[править | править вики-текст]
- ↑ Japanese launch fails (англ.). Spaceflight Now (29 November 2013).
- ↑ 1 2 3 4 5 6 7 H-IIA Launch Vehicle на сайте JAXA (англ.). JAXA.
- ↑ 1 2 3 H-IIA Launch Vehicle (брошюра) (англ.). JAXA (31 October 2015).
- ↑ 1 2 3 H-IIA 202 Launch Vehicle (англ.). Spaceflight101.
- ↑ 1 2 3 SRB-A (яп.). JAXA.
- ↑ 1 2 Launch Result of IGS #2/H-IIA F6. JAXA (November 29, 2003). Проверено 19 июня 2013.
- ↑ 1 2 H-ⅡA Upgrade (брошюра) (англ.). JAXA (31 October 2015).
- ↑ 1 2 H-IIA UPGRADE на сайте JAXA (англ.). JAXA.
- ↑ H-2A (англ.). Gunter's Space Page.
- ↑ 三菱重工、「H2A」2機種に半減・民営化でコスト減. NIKKEI NET
- ↑ Launch Result of the IBUKI (GOSAT) by H-IIA Launch Vehicle No. 15. MHI and JAXA (January 23, 2009). Архивировано 21 января 2012 года.
- ↑ H-IIA F16. Sorae. Архивировано 21 января 2012 года.
- ↑ Launch Result of the Venus Climate Orbiter "AKATSUKI" (PLANET-C) aboard H-IIA Launch Vehicle No.17. JAXA (May 21, 2010). Архивировано 21 января 2012 года.
- ↑ Launch Overview – H-IIA Launch Services Flight No.21. Mitsubishi Heavy Industries. Проверено 15 апреля 2012.
- ↑ Japanese H-IIA rocket successfully lofts GPM Core (англ.). Проверено 28 февраля 2014.
- ↑ Japanese HII-A successfully launches ALOS-2 mission (англ.). nasaspaceflight.com. Проверено 23 мая 2014.
- ↑ Japan lofts Himawari 8 weather satellite via H-IIA rocket (англ.). nasaspaceflight.com. Проверено 6 октября 2014. Архивировано 7 октября 2014 года.
- ↑ Mitsubishi Electric готовит к запуску спутник Himawari-8 с космического центра Танэгасима. Mitsubishi Electric. Проверено 2 сентября 2014. Архивировано 8 октября 2014 года.
- ↑ Hayabusa 2 Mission Updates (англ.). spaceflight101.com. Проверено 3 декабря 2014. Архивировано 3 декабря 2014 года.
- ↑ H-IIA - IGS Radar Spare - Launch Updates (англ.). spaceflight101.com. Проверено 1 февраля 2015. Архивировано 1 февраля 2015 года.
- ↑ H-IIA - IGS Optical 5 - Launch Updates (англ.). spaceflight101.com. Проверено 26 марта 2015. Архивировано 26 марта 2015 года.
- ↑ Japanese H-IIA successfully lofts Telstar 12V (англ.). nasaspaceflight.com.
- ↑ Видео: Launch of Telstar 12 VANTAGE/H-IIA F29.
- ↑ Launch success of the H-IIA Launch Vehicle No. 31 (H-IIA F31) with the geostationary meteorological satellite "Himawari-9" on board (англ.). JAXA (2 ноября 2016). Архивировано 2 ноября 2016 года.
- ↑ Видео: The live broadcast of the Himawari-9/H-IIA F31 launch.
- ↑ Япония успешно запустила ракету H-IIA с метеорологическим спутником "Химавари-9", ТАСС. Проверено 2 ноября 2016.
- ↑ Launch Results of the H-IIA Launch Vehicle No. 32 with X-band defense communication satellite-2 on Board (англ.). JAXA (24 January 2017).
- ↑ Japan puts its first military communications satellite into orbit (англ.). Spaceflight Now (24 January 2017).
- ↑ H-2A rocket launches with Japanese radar reconnaissance craft (англ.). Spaceflight Now (17 March 2017).
- ↑ Successful H-IIA Launch delivers second Member of Japan’s GPS Augmentation Constellation (англ.). Spaceflight101 (1 June 2017).
- ↑ Launch Schedule of MICHIBIKI No. 3 Aboard H-IIA Launch Vehicle No. 35 (англ.). JAXA (15 June 2016).
Ссылки[править | править вики-текст]
 |
H-IIA на Викискладе |
|---|
- Japan Prepares for Crucial Rocket Launch. SPACE.com (недоступная ссылка — история). Проверено 16 февраля 2005. Архивировано 6 сентября 2005 года.
- H-IIA Expendable Launch Vehicle. SPACEandTECH. Проверено 16 февраля 2005. Архивировано 21 января 2012 года.
- H-IIA на сайте Encyclopedia Astronautica (англ.)
- Страница H-IIA на сайте JAXA (англ.)
- Сайт JAXA (яп.)
- H-llA LAUNCH SERVICES (англ.)
- Расписание запусков JAXA (англ.)
- Космический центр Танэгасима. (англ.)
- «Космический центр Танэгасима» в программе «Visit JAXA». (англ.)
- Авария РН, 29 ноября 2003 (англ.)
- Изображения РН. (англ.)
- Фотографии второго запуска. (англ.)
