вернёмся в список?

Часть VII
НАУКА И ТЕХНИКА

СОВЕТСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
В 1966 г.

Наиболее важные результаты исследований Космоса были получены в 1966 г. с помощью серии лунных станций.

3 февраля в 21 час 45 мин. 30 сек. по московскому времени впервые в истории науки была осуществлена мягкая посадка космического аппарата: автоматическая лунная станция (АЛС) «Луна-9» прилунилась в Океане Бурь, в районе точки с селенографическими координатами 7° 08' с. ш. и 64° 22' з. д. В течение трех дней (с 4 по 6 февраля) станцией регулярно передавались на Землю телевизионные изображения лунного ландшафта. Эти передачи дали ценный материал для исследования микроструктуры поверхности Луны.

Конструкция автоматической станции (АС) «Луна-9» (рис. 6) включала: АЛС «Луна-9» (7), двигательную установку, отсек системы управления (2), аппаратуру (3, 4), установленную на корпусе станции, радиотелеметрическую слстему, радиовысотомер, антенно-фидерную систему, систему терморегулирования, энергопитания и бортовой автоматики.

Аппаратура и агрегаты, необходимые только при полете к Луне, размещались в отделяемых перед торможением отсеках. Вес АС «Луна-9» - 1583 кг, АЛС - ок. 100 кг. Двигательная установка АС предназначалась для проведения коррекции траектории полета, торможения при подлете к Луне и стабилизации положения станции в пространстве при работе двигателя. Она состояла из жидкостного ракетного двигателя (5), сферического бака (7) с окислителем, торового бака с горючим (8) и управляющих двигателей (6). Двигатель и система подачи топлива обеспечивали двухразовое включение в невесомости и работу на двух режимах: при коррекции - с постоянной тягой и при торможении - с широким диапазоном регулирования тяги. Управляющие (верньерные) двигатели небольшой тяги создавали моменты, необходимые для сохранения ориентации станции в пространстве во время работы основного двигателя. Сферический бак - основа силовой конструкции аппарата, на которую закреплялись все системы и двигатель. Система ориентации осуществляла ориентацию двигателя в направлении, заданном с Земли, при проведении коррекции и ориентацию по лунной вертикали перед торможением. Она состояла из оптического блока, датчиков угловых скоростей, счетно-решающих и логических устройств. Исполнительными органами системы служили микродвигатели (9), работающие на сжатом газе, находящемся в баллонах (10). Перед включением двигателя система ориентации передавала свои функции системе, предназначенной для стабилизации станции в период работы двигателя и состоящей из гироскопических устройств. Одновременно с включением двигателя при выполнении коррекции начинал работать прибор, интегрировавший ускорение. Когда интеграл от ускорения (кажущаяся продольная скорость) достигал заданной величины, двигатель выключался. При торможении на посадку системе управления ставилась задача обеспечить не только расчетную результирующую скорость в конце торможения - интеграл от ускорения, но и изменение скорости по высоте с целью выхода на заданное расстояние от поверхности Луны. Регулирование тяги двигателя при торможении обеспечивалось системой управления двигателем. Управление процессами коррекции и торможения проводилось автономно бортовыми программно-временными и логическими устройствами. Исходные данные для них зависели от параметров действительной траектории. Они определялись на Земле и в виде кодированного сигнала передавались на борт станции. Включение двигателя на коррекцию производилось после выполнения заданной ориентации; включение двигательной установки при торможении происходило по сигналу от радиовысотомера (11) с узконаправленной параболической антенной (12), выдаваемому на заданной высоте (ок. 75 км) от поверхности Луны. Сеансы радиосвязи, предназначенные для траекторных измерений, передача телеметрической информации, прием на борту установочных данных осуществлялись по командам с Земли. После посадки АЛС управление могло вестись как по командам с Земли, так и от бортового программного устройства. Радиотелеметрические системы АС и АЛС обеспечивали передачу научной информации, контроль за работой аппаратуры и состоянием различных элементов конструкции. В качестве источников энергопитания были выбраны химические батареи. Тепловой режим станции и всех систем при полете к Луне обеспечивался соответствующим подбором окраски элементов конструкции и созданием определенного режима вращения станции относительно Солнца.

Основные системы АЛС «Луна-9» находились внутри герметичного контейнера. Корпус лунной станции состоял из двух полуоболочек. Внутри корпуса была установлена рама с приемно-передающей аппаратурой, приборами командной радиолинии, электронными программно-временными устройствами, химическими батареями, приборами автоматики, научной и телеметрической аппаратурой. В нижней полуоболочке помещалась система терморегулирования, а в верхней - телевизионная система и счетчики космической радиации для исследования радиационных условий на поверхности Луны. На внешней стороне корпуса АЛС (рис. 7) устанавливались четыре лепестковые антенны (1), четыре штыревые антенны (2) с подвешенными на них эталонами яркости (3), три двугранных зеркала (4) и телевизионная камера (5), частично утопленная в корпусе (состояла из оптико-механического сканирующего устройства, близкого по своей конструкции к приборам механического телевидения или фототелеграфии). Камера позволяла различать детали микрорельефа размером 1,5-2 мм с расстояния 1,5 м. Дальность видимости на ровном участке лунной поверхности - ок. 1,5 км. Вертикальный угол зрения - 29°. Двугранные зеркала позволяли передавать стереоскопическое изображение шести узких участков лунной поверхности, а эталоны яркости, имеющие различную окраску с известными коэффициентами отражения, предназначаюсь для оценки альбедо лунных пород в районе посадки. АЛС вместе с посадочными устройствами была закреплена на отсеке системы управления АС. В момент, предшествующий касанию грунта, АЛС с системой амортизации отделилась от АС, а затем опустилась в стороне от точки, в которую падала двигательная установка. Сложенные лепестки-антенны придавали АЛС яйцевидную форму; ее центр тяжести располагался ближе к основанию. Благодаря этому лунная станция после отделения посадочных устройств приняла заданное положение на лунной поверхности - лепестками вверх. После раскрытия лепестков-антенн станция, штыревые антенны и зеркала были приведены в рабочее положение. Размеры АЛС: от основания до центра объектива телевизионной камеры - 58 см, высота со штыревыми антеннами - 112 см, диаметр описанной окружности по открытым лепесткам- 160 см.

Схема полета АС «Луна-9» включала четыре основных этапа (рис. 8): выведение на орбиту спутника Земли АС с ракетным блоком; запуск ракетного блока и перевод станции на траекторию полета к Луне; средний участок траектории, на котором выполнялась коррекция движения (1 февраля, 22 часа 29 мин.), обеспечившая встречу станции с поверхностью Луны в заданном районе; снижение с торможением и мягкая посадка на поверхность Луны (рис. 9).

Для получения наиболее благоприятных условий фотографирования лунной поверхности и для обеспечения теплового режима АЛС посадка осуществлена в районе терминатора, когда Солнце находилось над местным горизонтом под углом ~ 3°.

На основании данных наземных наблюдений выдвигались различные гипотезы о структуре и физико-химических свойствах лунной поверхности: гипотеза о пылевом покрове, о пемзовой или шлаковой структуре, о лавовых потоках базальтового типа и т. д. Из переданных АЛС фотографий видно (рис. 5): станция не погрузилась заметно в грунт, что свидетельствует о достаточной прочности пород поверхности Луны и отсутствии значительного слоя пыли. Поверхность более или менее ровная и, судя по линии горизонта, слабо волнистая. Основные элементы рельефа поверхности - впадины разного размера и камни. Эта поверхность, по-видимому, представляет собой излияния базальтовой лавы. Структура поверхности пород достаточно однообразна, что указывает на регулярность воздействующих факторов. Однако рельеф, показанный на фотографиях, может быть вторичного происхождения, возникший под влиянием различных процессов на поверхности Луны - например, значительного колебания температуры от +100° до - 150°С, воздействия ударов микрометеоритов, корпускулярного, рентгеновского и ультрафиолетового излучений, химических реакций.

Результаты измерений, проводимых с помощью установленных на станции «Луна-9» газоразрядных счетчиков, показали, что на участке полета между Землей и Луной интенсивность излучения превышает интенсивность излучения на поверхности Луны в 1,58 раза. Когда АЛС находится на поверхности, Луна экранирует счетчик излучения практически в половине телесного угла, и при отсутствии добавочного излучения уменьшение должно бы быть в два раза. Наблюдаемое избыточное излучение, составляющее 26% от половины интенсивности первичных космических лучей, обусловлено радиоактивностью лунной поверхности и вторичными частицами (частицами альбедо Луны), образованными первичными при взаимодействии с поверхностью и летящими в направлении от Луны. Большую часть добавочного излучения составляют частицы альбедо Луны, поэтому наиболее вероятная оценка величины радиоактивности лунной поверхности приводит к значениям радиоактивности на Луне, близким к значениям радиоактивности на Земле.

3 апреля на селеноцентрическую орбиту была выведена автоматическая станция «Луна-10» - первый в мире искусственный спутник Луны (ИСЛ). Общий вид АС показан на рис. 11, а схема полета - на рис. 10. Активное существование спутника продолжалось с 3 апреля по 30 мая. Общая продолжительность его существования на селеноцентрической орбите составит несколько лет. Вес АС «Луна-10» - 1600 кг, вес ИСЛ «Луна-10» - 245 кг.

На станции «Луна-10» была установлена научная аппаратура: трехкомпонентный магнитометр для уточнения нижнего предела возможного магнитного поля Луны; гамма-спектрометр для исследования интенсивности и спектрального состава гамма-излучения поверхности Луны; газоразрядные счетчики для регистрации солнечного корпускулярного и космического излучения, а также для исследования мягких электронов с целью обнаружения ионосферы Луны и изучения заряженных частиц шлейфа магнитосферы Земли у орбиты Луны; ионные ловушки для регистрации полного потока ионов и электронов солнечного ветра и поиска ионосферы Луны; пьезоэлектрические датчики для регистрации в межпланетном и окололунном пространстве метеорных частиц с массой, превышающей одну стомиллионную грамма; инфракрасный датчик для определения интегрального теплового излучения Луны; счетчик мягких рентгеновских фотонов для измерения рентгеновского флюоресцентного излучения пород лунной поверхности.

Подобные научные исследования проводила и станция «Луна-11», выведенная на окололунную орбиту 28 августа. На борту станции (вес 1640 кг) имелась дополнительно радиоастрономическая аппаратура для наблюдения длинноволнового космического радиоизлучения.

Обработка результатов радиотехнических измерений параметров орбиты станции «Луна-10» и переданной станцией на Землю информации позволила получить предварительные результаты научных исследований Луны и окололунного пространства. Оказалось, что аномалии гравитационного поля Луны невелики. Выражение для гравитационного потенциала U Луны можно принять в виде разложения в ряд по сферическим функциям:

где μ - масса Луны, R - средний радиус, r, y, λ - сферические координаты точки: r - полярный радиус, y - широта, отсчитываемая от среднего экватора Луны, λ - долгота, отсчитываемая от нулевого меридиана эпохи t₀, Р^m_n(sin y) - присоединенные функции Лежандра. Для определения параметров поля тяготения Луны вычислены коэффициенты С_nm, d_nm разложения и их максимально возможные ошибки:

C20= (-0,206 ± 0, 022)·10-3 С21= (0,157 ± 0,059)·10-4 d21 = (0,361 ± 0,358)·10-5 С22 = (0,140 ± 0,012)·10-4 d22= (-0,139 ± 0,145)·10-5 С30 = (-0,363 ± 0,099)·10-4 С31= (-0,568 ± 0, 026)·10-4 d31 = (-0,178 ± 0,032)·10-4 С32 = (0,118 ± 0,047)·10-4 d32= (-0,702 ± 4, 595)·10-6 С34 = (0,333 ± 0,270)·10-4

Гравитационный потенциал Луны проиллюстрирован на рис. 1, а, б, в. Для этого рассмотрена поверхность уровня, проходящая через точку с координатами r= 1738 км, y= 0, λ = 0. На рис. построены линии уровня, полученные сечениями этой поверхности экваториальной плоскостью XY (рис. 1, а), плоскостью нулевого меридиана XZ (рис. 1, 6) и меридиональной плоскостью YZ, соответствующей долготе λ = 90° (рис. 1, в). Радиальное отклонение линий уровня от окружности со средним радиусом Луны R - 1738 км для наглядности построено с увеличением в 1000 раз. Видна грушевидность поверхности потенциала с вытянутостью на обратной стороне Луны.

Рис. 1. Сечения поверхности уровня гравитационного потенциала Луны экваториальной (а), меридиональной λ = 0° (б) и меридиональной λ = 90° (в) плоскостями.

Результаты измерений магнитного поля не дают основания полагать, что Луна имеет дипольное магнитное поле. Установлено, что поле в обследованном окололунном пространстве имеет достаточно однородную структуру и регулярный характер. В период измерений наблюдалась изменчивость напряженности поля в пределах 24-40 γ коррелирующая с индексом магнитной активности на поверхности Земли. Погрешность определения абсолютного значения скалярной величины ±10 γ. Магнитные измерения не обнаружили в окрестностях Луны шлейфа магнитосферы Земли, но вопрос этот остается дискуссионным, поскольку результаты американских измерений и результаты измерения плазмы, выполненные на «Луне-10», приводят к обратному выводу.

Результаты экспериментов, проведенных при помощи ловушек заряженных частиц на «Луне-10», свидетельствуют, что за время измерений на селеноцентрической орбите с 3 апреля по 29 мая Луна дважды выходила из шлейфа магнитосферы Земли и один раз вошла в него. То обстоятельство, что магнитные измерения, проведенные на «Луне-10», не обнаружили особенностей структуры магнитного поля, присущих шлейфу магнитосферы Земли, может быть объяснено уменьшением напряженности поля в шлейфе магнитосферы по мере удаления от Земли, в результате чего оно стало трудно различимым на фоне повышенного по сравнению с условиями невозмущенного межпланетного пространства магнитного поля вблизи Луны. Возможно, что обнаружение шлейфа магнитосферы на больших удалениях от Земли легче осуществимо при помощи плазменных измерений. Оценка верхней границы возможной концентрации заряженных частиц в ионосфере Луны дает величину порядка 100-300 см^-3. Правда, есть основания полагать, что зарегистрированные ионы имеют неионосферное происхождение, а приведенная выше оценка является завышенной.

Общий уровень гамма-излучения лунных пород несколько превышает уровень гамма-излучения над породами земной коры. По предварительной оценке интенсивность гамма-излучения на поверхности Луны (для районов измерений) составляет 20-30 мкрентген/час.

Основной вклад в лунное гамма-излучение (ок. 90%), дают процессы взаимодействия космических лучей с лунным веществом (мгновенное гамма-излучение и распад космогенных изотопов). Анализ позволил идентифицировать на лунном спектре фотопики от гамма-квантов, испускаемых при взаимодействии космических частиц с основными породообразующими элементами лунной поверхности О, Mg, Al, Si, а также гамма-квантов, испускаемых при распаде космогенных изотопов.

Результаты измерений над различными районами лунной поверхности, включая районы лунных «материков» и «морей», не позволили обнаружить заметного различия в уровне интенсивности гамма-излучения над этими районами (изменения интенсивности не превышают 40%). В общей интенсивности гамма-излучения лунных пород доля излучения, обусловленная распадом К, Th и U, не превышает 10% . Сравнение интенсивности гамма-излучения от распада естественных радиоактивных элементов К, Th и U с результатами калибровки прибора на земных породах позволяет приписать лунным породам концентрации радиоактивных элементов, близкие к земным породам основного состава (типа базальтов). Полученные данные позволяют исключить для тех районов лунной поверхности, где проводились измерения, существование пород с содержанием радиоактивных элементов К, Th и U таким же, как в земных кислых породах (гранитах), и тем более пород с рудными концентрациями этих элементов.

Измерения потока первичного космического излучения в пространстве на участке траектории между Землей и Луной в период с 31 марта до 3 апреля дают абсолютную величину потока 4,7± 0,4 см^-2сек ¹. Приводимое значение потока совпадает с данными, полученными ранее станцией «Луна-9». Из измерений, проведенных станцией «Луна-10» в период активного существования 3 апреля - 29 мая, следует, что интенсивность излучения альбедо составляет ~ 13% от интенсивности космических лучей. Ранее с помощью станции «Луна-9» было получено значение интенсивности излучения альбедо до 26% от интенсивности космических лучей. Расхождение закономерно и объясняется наличием в случае станции «Луна-10» дополнительной экранировки (латунный фильтр счетчика), которая поглощает электроны малых энергий (до 8 Мэв). Уменьшение интенсивности излучения альбедо с 26 до 13%, т. е. в 2 раза, фильтром со средней эффективной толщиной 5,1 г/см² дает оценку для нижнего значения критической энергии β вещества лунной поверхности, равную 28 Мэв. (Оценка получена в предположении, что излучение альбедо имеет равновесный спектр).

Такое значение соответствует веществу с атомным номером 17 или 24. Для всего равновесного спектра поглощение фильтром было бы меньше чем в 2 раза, поэтому истинное значение критической энергии > 28 Мэв и, соответственно, эффективное значение атомного номера вещества лунной поверхности Z эф ≤17-24.

Измерения, выполненные на участке полета станции «Луна-10» от Земли к Луне, по-видимому, не зарегистрировали мягкого корпускулярного излучения. Во время нахождения спутника «Луна-10» на орбите (в период с 3 по 23 апреля и с 27 по 29 мая) газоразрядный счетчик обнаружил появление в космическом пространстве частиц малой энергии. Появление этих потоков естественно связывать с появлением сравнительно спокойных форм солнечной активности.

Особый интерес представляют кратковременные возрастания интенсивности мягкого излучения, зарегистрированные 4 и 9 апреля, а также 3 мая примерно в области продолжения шлейфа магнитосферы Земли. Весьма вероятно, что эти возрастания интенсивности связаны с пересечением шлейфа магнитосферы и свидетельствуют о том, что в пограничном слое шлейфа существует квазистабильный поток частиц малой энергии.

Измерение верхней границы интенсивности для потоков электронов с энергиями ~ 40 кэв показало, что если существует радиация, постоянно захваченная штатным полем Луны на высотах от 350 до 1000 км от лунной поверхности, то в ее составе потоки электронов с энергиями 40 кэв не превышают 3 см^-2 стерад^-1 сек^-1.

Во время эксперимента на спутнике «Луна-10» в течение 40 дней наблюдалась повышенная плотность твердого межпланетного вещества вблизи Луны, превышающая больше, чем на два порядка, среднюю для межпланетного пространства величину. Это дает основание предполагать, что зарегистрированное сгущение имеет локальный характер и относится к Луне.

Автоматическая станция «Луна-12» (рис. 14) - третий советский искусственный спутник Луны - была выведена на близкую к экваториальной селеноцентрическую орбиту 25 октября. Одной из задач станции являлось получение и передача на Землю фотоснимков отдельных участков лунной поверхности с высот от 100 до 340 км. Для выполнения данной задачи станция имела комплекс аппаратуры, обеспечивший вывод станции на окололунную орбиту, ориентацию и стабилизацию станции во время фотографирования, фотографирование и передачу снимков на Землю по телевизионному каналу. При этом каждый снимок раскладывался в телевизионном изображении на 1100 строк.

На рис. 15 приведен один из переданных станцией снимков сравнительно ровного участка Моря Дождей (небольшим числом кратеров, для которых, в отличие от обычных и видимых с Земли крупных кратеров, характерно отсутствие валов.

Научная программа станции «Луна-12» предусматривала дополнительно изучение по эволюции орбиты характеристик гравитационного поля Луны, исследование радиационных условий и распределения микрометеоритов в окололунном пространстве, а также радиоастрономические наблюдения в диапазонах длинных и средних волн.

Автоматическая лунная станция «Луна-13» совершила мягкую посадку на поверхность Луны 24 декабря в Океане Бурь в районе точки с координатами 18°52' с. ш. и 62° 03' з. д. на расстоянии ок. 400 км от места прилунения АЛС «Луна-9». По конструкции она несколько отлична от своей предшественницы. Общий вид станции «Луна-13» см. на рис. 12.

Научная программа станции предусматривала получение телевизионного изображения лунного ландшафта вблизи станции и данных о физико-механических свойствах лунной поверхности в точке посадки, исследование радиационной обстановки у поверхности Луны. Для выполнения указанных выше задач АЛС «Луна-13» была оснащена телевизионным устройством и имела: измерительный штампгрунтомер, позволяющий определить свойства наружного слоя лунного вещества (в пределах нескольких сантиметров); динамограф, регистрирующий длительность и величину импульса динамической перегрузки, возникающей при посадке АЛС на поверхность Луны; радиационный плотномер для определения плотности лунного вещества; газоразрядный счетчик для регистрации космических лучей.

Рис. 2. Схема радиационного плот- номера (описание в тексте).

Грунтомер и плотномер располагались на поверхности Луны на расстоянии 1,5 м от АЛС. Радиационный плотномер (см. схему на рис. 2) состоял из источника гамма-излучения (1), трех блоков газоразрядных счетчиков гамма-квантов (2) и экрана (3), защищающего счетчики от прямого попадания гамма-лучей источника. При контакте измерителя плотности с лунной поверхностью (4) последняя облучалась гамма-квантами, идущими от источника, и рассеивала их во всех направлениях (5). Определенная часть квантов попадала на газоразрядные счетчики. Измеренная ими интенсивность потока рассеянных гамма-квантов позволяет определить плотность лунного вещества.

Лунные панорамы, переданные на Землю автоматической станцией «Луна-13» (рис. 16), вновь подтвердили достаточную прочность пород лунной поверхности и отсутствие на Луне пылевого покрова. Структура грунта в месте посадки станции «Луна-13» подобна структуре грунта районов посадки станции «Луна-9» и американской станции «Сервейер-1», совершившей мягкую посадку летом 1966 г. в районе кратера Флемстид.

По предварительным данным радиационного плотномера, интенсивность потока гамма-квантов, рассеянных поверхностью Луны в точке посадки станции «Луна-13», соответствует плотности, не превышающей 1 г/см³, т. е. значительно меньшей, чем плотность земных грунтов и средняя плотность Луны. Измеренная величина близка к плотности пористых или зернистых, слабо связанных пород. Сравнение длительности и величины импульса ускорения, зарегистрированного динамографом при посадке АЛС, с результатами модельных экспериментов, проводившихся в земных условиях, дает основание считать, что механические свойства поверхностного слоя Луны глубиною в 20-30 см близки к свойствам земного грунта средней плотности.

Установленный на станции «Луна-13» прибор для регистрации космического корпускулярного излучения состоял из газоразрядных счетчиков, включенных на совпадение и позволяющих определить альбедо лунной поверхности для космических лучей. Оказалось, что лунная поверхность «отражает» ок. 25% частиц, падающих на нее из космического пространства. Общая интенсивность частиц высоких энергий на Луне при спокойном состоянии Солнца невелика. Данный прибор подтвердил вывод о малой радиоактивности лунной поверхности, полученный аналогичным прибором, установленным на станции «Луна-9».

В ноябре 1965 г. в сторону планеты Венера были запущены автоматические межпланетные станции (АМС) «Венера-2» и «Венера-3» (см. Ежегодник БСЭ 1966 г.). 27 февраля 1966 г. АМС «Венера-2», продолжая полет по гелиоцентрической орбите, прошла на расстоянии 24 000 км от поверхности Венеры. AM С «Венера-3» достигла планеты Венера 1 марта 1966 г. Конструкция автоматических станций «Венера-2» и «Венера-3» имеет много общего с конструкцией станций «Марс-1», «Зонд-1», «Зонд-2» и «Зонд-3». Станции (рис. 3) состояли из двух герметичных отсеков - орбитального и специального.

В специальном отсеке станции «Венера-2» располагались фототелевизионное устройство, радиопередатчики сантиметрового диапазона, аккумуляторная батарея и электронная аппаратура, необходимая для нормального функционирования систем отсека и проведения научных измерений. Специальным отсеком

---

Рис. 3. Схема станций «Венера-2» («Венера-3»).
А - орбитальный отсек, Б - специальный отсек; 1 - корректирующая двигательная установка, 2 - штырь магнитометра, 3 - радиаторы системы терморегулирования, 4 - панели солнечных батарей, 5 - газовые баллоны системы ориентации, 6 - микродвигатели системы ориентации, 7 - остронаправленная антенна, 8 - малонаправленнан антенна, 9 - датчик постоянной солнечной ориентации, 10 - датчик точной звездной и солнечной ориентации.

станции «Венера-3» являлся спускаемый на парашюте аппарат с передатчиками дециметрового диапазона для передачи на Землю результатов непосредственных измерений температуры и давления в атмосфере и на поверхности Венеры. Перед стартом спускаемый аппарат станции «Венера-3» подвергался стерилизации.

В орбитальном отсеке помещалась аппаратура для работы станции на межпланетной траектории - приборы системы ориентации и коррекции движения станции, приемники и передатчики дециметрового диапазона, телеметрические коммутаторы, электроннооптические датчики положения станции в пространстве, гироскопические приборы; там же размещалось электронное программное устройство для управления всеми системами станции и автоматического включения аппаратуры при проведении сеансов радиосвязи через заданные интервалы времени. Сеансы связи могли проводиться и но командам с Земли. Нормальный тепловой режим функционирования приборов станции поддерживался системой терморегулирования.

Передатчики АМС, работавшие в дециметровом и сантиметровом диапазонах, могли поочередно подключаться к остронаправленной параболической антенне. Прием радиокоманд проводился через малонаправленную антенну. К этой же антенне имел возможность подключиться радиопередатчик дециметрового диапазона и тогда радиосвязь могла бы осуществляться и без ориентации параболической антенны на Землю, но уже с меньшей скоростью передачи информации. Радиоприемники станций принимали также специальные сигналы с Земли для проведения измерений скорости движения и расстояния между станцией и Землей.

Одна из наиболее важных систем станции - система ориентации и коррекции, обеспечивающая освещение солнечных батарей прямыми лучами Солнца, ориентацию на Землю во время сеанса радиосвязи оси параболической антенны с точностью до долей углового градуса и ориентацию станции в пространстве при проведении коррекции с точностью нескольких угловых минут. В состав системы ориентации автоматических станций входили электроннооптические датчики, микродвигатели с баллонами газа, гироскопические датчики угловых скоростей вращения и приборы управления.

Рис. 4. Схема полета станций «Венера-2» и «Венера-3».

Для проведения коррекции траектории использовался также жидкостной ракетный двигатель и два гироскопических устройства. Одно из них осуществляло ориентацию станции в пространстве во время работы двигателя, другое - выключало двигатель при достижении заданной скорости.

Автоматические станции «Венера-2» и «Венера-3» выводились на межпланетные траектории с промежуточных орбит спутников Земли. Требуемые условия пролета станции «Венера-2» у планеты Венера достигались путем высокой точности вывода. Для ликвидации промаха 26 декабря 1965 г. проводилась коррекция траектории полета станции «Венера-3». Схема полета станций к Венере показана на рис. 4.

Для изучения физических условий в пространстве между Землей и Венерой на станциях «Венера-2» и «Венера-3» были установлены следующие научные приборы: трехкомпонентный магнитометр для измерения межпланетных магнитных полей; газоразрядные счетчики и полупроводниковый детектор для исследования космических лучей; ловушки для измерения потоков заряженных частиц малых энергий и определения величин потоков солнечной плазмы и их энергетических спектров; пьезоэлектрические датчики для исследования микрометеоритов; радиоприемник для измерения космического радиоизлучения в диапазонах длин волн 150 и 1500 м и 15 км.

В 1966 г. продолжались запуски искусственных спутников Земли (ИСЗ) серии «Космос» по программе, объявленной ТАСС 16 марта 1962 г.; в течение года было запущено 34 спутника. Выведенный на орбиту 22 февраля ИСЗ «Космос-110» с животными на борту (две собаки по кличкам Ветерок и Уголек) 16 марта завершил космический полет, приземлившись в заданном районе. Медико-биологическая информация, полученная в результате полета спутника, дает подробные сведения о реакции организмов животных на пребывание в условиях длительной невесомости. Большое значение имеют также данные о действии на живой организм космического излучения и радиационных поясов Земли на высотах до 900 км.

Запуски космических аппаратов в 1966г.

№ по пор.	Дата запуска	Название аппарата	Апогей (апоселе- ний) (км)	Перигей (перисе- лений) (км)	Наклонение орбиты	Период обращения (мин.)	Частоты радиопередатчиков (мгц), примечания
1 2 3 4	7 января 22 января 25 января 31 января	«Космос- 104» «Космос- 105» «Космос- 106» «Луна-9»	401 324 564 -	204 204 290 -	65° 65° 68,4° -	90,2 89,7 92,8 -	19,995 19,995 - 183,538 3 февраля произвела мягкую по- садку на поверхность Луны
5 6 7 8 9 10 11 12	10 февраля 11 февраля 19 февраля 22 февраля 1 марта 17 марта 21 марта 31 марта	«Космос - 107» «Космос - 108» «Космос - 109» «Космос - 110» «Космос - 111» «Космос - 112» «Космос - 113» «Луна-10»	322 865 309 904 226 565 327 1017	204 227 209 187 191 214 210 350	65° 48,9° 65° 51°54' 51°51' 72° 65° 71°54'	89,7 95,3 89,5 95,3 88,6 92,1 89,6 2 час. 58 мин 15сек	19,995 - 19,995 19,894 19,365 19,994 19,996 Выведена на селеноцентрическую орбиту 3 апреля
13 14 15	6 апреля 20 апреля 25 апреля	«Космос-114» «Космос-115» «Молния-1»	374 294 39500	210 190 499	73° 65° 64,5°	90,1 89,3 11 час 50 мин.	19,994 19,995 -
16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29	26 апреля 6 мая 11 мая 24 мая 8 июня 17 июня 25 июня 6 июля 8 июля 14 июля 20 июля 28 июля 8 августа 24 августа	«Космос - 116» «Космос - 117» «Космос - 118» «Космос - 119» «Космос - 120» «Космос - 121» «Космос - 122» «Протон-3» «Космос - 123» «Космос - 124» «Космос - 125» «Космос - 126» «Космос - 127» «Луна-11»	478 308 ~640 1305 300 354 ~625 630 529 303 ~250 359 279 ~1200	294 207 ~640 219 200 210 ~625 190 263 208 ~250 212 204 ~160	48°25' 65° 65° 48,5° 51,8° 72,9° 65° 63,5° 48,8° 51,8° 65° 51,8° 51,9° 27°	92 89,5 97,1 99,8 89,4 89,9 97,1 92,5 92,2 89,4 89,5 90 89,2 2 час. 58 мин.	- 19,995 - - 19,995 19,995 - 19,545 - 19,995 19,735 19,995 19,994 Выведена на селеноцентрическую орбиту 28 августа
30 31 32	27 августа 14 октября 20 октября	«Космос-128» «Космос-129» «Молния- 1»	364 307 39700	212 202 485	65° 65° 64,9°	90 89,4 11 час. 53 мин.	19,995 19,995 -
33 34	20 октября 22 октября	«Космос-130» «Луна 12»	340 ~1740	211 ~100	65° ...	89,8 3 час. 25 мин.	19,995 Выведена на близкую к экватори- альной селеноцентрическую ор- биту 25 октября
35 36 37 38 39 40 41	12 ноября 19 ноября 28 ноября 3 декабря 12 декабря 19 декабря 21 декабря	«Космос-131» «Космос-131» «Космос-131» «Космос-131» «Космос-131» «Космос-131» «Луна-13»	360 280 232 319 662 305 -	205 207 181 214 259 198 -	72,9° 65° 51,9° 65° 48,5° 64,6° -	89,9 89,3 88,4 89,6 93,5 89,4 -	19,990 19,995 19,995 19,995 - 19,995 24 декабря произвела мягкую по- садку на поверхность Луны
42	21 декабря	«Космос-137»	1720	230	48,8°	104,3	-

В задачи, поставленные перед спутником «Космос-122», входило: передача телевизионных изображений облаков на дневной стороне Земли, фотографирование облачного покрова в инфракрасных лучах в диапазоне длин волн 8 -12 μ, получение данных о распределении снежного покрова и ледовых полей, измерение интенсивности уходящей от Земли радиации. По схеме облачного покрова метеорологи могут определить характер движения атмосферы, расположение фронтов, разделяющих воздушные массы с различными параметрами, направление и скорость воздушных потоков. Фотографирование со спутника в инфракрасных лучах позволяет делать снимки как в ночное, так и в дневное время, и делает возможным сравнение изображений одной и той же облачности в видимых и инфракрасных лучах. Актинометрическая аппаратура спутника обеспечивала измерения- интенсивности уходящей радиации в диапазонах длин волн 0,3-3, 8-12, 3-30 μ, что позволяет определить интенсивность радиации, отражаемой облаками, сушей и поверхностью моря, оценить температуру видимой со спутника поверхности Земли или облаков, найти суммарный поток теплового излучения Земли и атмосферы. Радиационные измерения со спутника обрабатывались на Земле на электронно-вычислительной машине, которая выдавала информацию в виде карты распределения радиации по земному шару.

Конструкция спутника «Космос-122» (рис. 13) включала приборный отсек с актинометрической аппаратурой и устройствами для получения теле- и фотоизображений поверхности Земли, облачного покрова и отсек со вспомогательными системами. Оба отсека были герметичными. Необходимые условия для правильного функционирования всей метеорологической аппаратуры создавались системой ориентации спутника по трем осям. Источником энергопитания аппаратуры служили солнечные батареи.

Продолжалось комплексное исследование космических лучей, начатое в 1965 г. станциями «Протон-1» и «Протон-2». 6 июля 1966 г. на орбиту ИСЗ выведена станция «Протон-3». На борту станции была установлена научная аппаратура для изучения солнечных космических лучей, энергетического спектра и химического состава первичных космических лучей в интервале энергий до 10¹⁴ эв , ядерного взаимодействия космических частиц сверхвысоких энергий (до 10¹² эв ), для определения абсолютной интенсивности и энергетического спектра электронов галактического происхождения и поиска в первичных космических лучах частиц с дробным электрическим зарядом.

25 апреля и 20 октября были запущены очередные спутники связи «Молния-1» (рис. см. Ежегодник БСЭ, 1966 г., с. 545). На борту спутников находилась ретрансляционная аппаратура для передачи программ телевидения и дальней многоканальной радиосвязи, аппаратура командно-измерительного комплекса, системы ориентации, коррекции орбиты и энергопитания спутника.

Рис. 5. Часть панорамы лунной поверхности, переданная АЛС «Луна-9». Рис. 6. Автоматическая станция «Луна-9». Рис. 7. Автоматическая лунная станция «Луна-9». Рис. 8. Схема полета автоматической станции «Луна-9». Рис. 9. Схема полета автоматической станции «Луна-9» на участке торможения. Рис. 10. Схема полета автоматической станции «Луна-10». 1 - промежуточная околоземная орбита, 2 - коррекция траектории полета к Луне, 3 - ориентация станции перед торможением, 4 - торможение и выход на орбиту искусственного спутника Луны. Рис. 11. Автоматическая станция «Луна-10». 1 - аппаратура радиосистемы измерений, 2 - искусственный спутник Луны, 3 - система отделения искусственного спутника Луны, 4 - аппаратура системы астроориентации, 5 - двигательная установка. Рис. 12. Автоматическая лунная станция «Луна-13». 1 - лепестковые антенны, 2 - штыревые антенны, 3 - механизмы выноса приборов, 4 - механический грунтометр, 5- радиационный плотномер, 6 - телевизионная камера. Рис. 13. Искусственный спутник Земли «Космос-122». Рис. 14. Автоматическая станция «Луна-12». 1 - баллоны с газом для микродвигателей системы астроориентации, 2 - фототелевизионное устройство, 3 - радиатор системы терморегулирования, 4 - радиометр, 5 - приборный отсек, 6 - химическая батарея, 7 - оптико-механический блок системы астроориентации, 8 - антенна, 9 - электронный блок системы астроориентации, 10 - управляющие двигатели, 11 - двигательная установка. Рис. 15. Фотография поверхности Луны с высоты ок. 100 км, полученная станцией «Луна-12». Рис. 16. Часть панорамы лунной поверхности, переданной АЛС «Луна-13».

В октябре с помощью геофизической ракеты был произведен запуск на высоты 100-400 км высотной автоматической ионосферной лаборатории «Янтарь-1» с газовым плазменно-ионным двигателем для исследования перспектив управляемого полета в верхних слоях атмосферы аппаратов с электрореактивными двигателями.

В 1966 г. продолжались геофизические исследования путем ракетного зондирования атмосферы.

ЗАПУСКИ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ
И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ В США
И ВО ФРАНЦИИ
Искусственные спутники Земли (ИСЗ)

В 1966 г. в США было выведено на орбиты 95 ИСЗ, в т. ч. пять пилотируемых спутников серии «Джемини», четыре спутника-мишени «Аджена» (2-я ступень ракеты-носителя), один спутник-мишень ATDA, три спутника - серии ESSA, шесть - серии OV-1, четыре - серии OV-3, два - серии OV-4, один - ОАО, один - «Нимбус», два - «Эксплорер», один - OGO, три - «Секор», два - ORS (OV-5), один - GGTS, семь - для военной системы связи IDCSP, один - «Пагеос», один - «Лэни Бёрд» (Intelsat 2A), один - серии ATS, один - «Биос», два - «Сервейер» (модель космического аппарата), один - последняя ступень экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB», один - OV-4-3 и 44 - секретных спутника военного назначения.

Во Франции в 1966 г. выведен на орбиту один ИСЗ* «Диапазон 1А». Этот спутник (см. табл., № 10) условно помещен в одну таблицу с ИСЗ, запущенными в США.

Основные сведения об орбитах перечисленных спутников помещены в таблице. Ниже дается их описание.

ESSА. Цель запуска спутников этой серии - создание системы метеорологических спутников (система TOSS**), которая принадлежит центру NESC***, находящемуся в подчинении организации ESSA****. Всего планируется запустить 8 таких спутников.

* О предыдущих французских спутниках А-1 и FR-1 (запущен американской ракетой), см. Ежегодник БСЭ 1966, стр. 503, табл., № 85 и 89. ** Tiros Operational Satellite System - система эксплуатационных спутников «Тирос». *** National Environmental Satellite Center - Национальный центр спутников для исследования окружающей среды. **** Environmental Science Services Administration - управление по научной информации об окружающей среде.

ESSA-I (см. табл., № 5). Метеорологический спутник (рис. 5), аналогичный спутнику «Тирос IХ», представляет собой правильную 18-гранную призму высотой 0,56 м с максимальным поперечным размером 1,07 м. На одном из оснований корпуса установлена приемная антенна, на другом - четыре штыревые антенны, используемые для передачи телевизионных изображений, а также телеметрической информации о температуре и давлении в приборных отсеках, напряжении батарей, скорости вращения спутника. На диаметрально противоположных гранях корпуса установлены две широкоугольные (104°) телевизионные камеры с максимальной разрешающей способностью - 3200 м. Камеры работают поочередно, команды на включение выдает бортовой вычислитель. Для приема изображений служат станции на о. Уоллопс и в Гилмор-Крике (шт. Аляска). При прохождении спутника в зоне радиовидимости этих станций (2400 км) с них подается сигнал (235 Мгц, 2 вт) на передачу телевизионных изображений в реальном масштабе времени и с записи. Принимаемые станциями изображения записываются на магнитные ленты, передаются для обработки в центр NESC в Сьютленде (шт. Мэриленд) и фотографии (привязанные к местности) поступают в Центр NMС*, где они используются для нефоанализов и составления суточных прогнозов погоды. Два бортовых радиомаяка работают непрерывно на частотах 136,23 и 136,92 Мгц при мощности 0,5 вт. Спутник стабилизируется вращением, при выводе на орбиту он раскручивается до 125 об /мин , а после отделения от ступени скорость вращения с помощью грузиков на тросах снижается до номинальной (9,8 об /мин). На орбите спутник должен быть ориентирован так, чтобы его ось вращения была перпендикулярна плоскости орбиты. Для ориентации используется индукционная катушка, через которую пропускается ток. Для поддержания необходимой скорости вращения на спутнике установлены 5 пар небольших РДТТ. Энергетическая установка -9100 солнечных элементов, смонтированных на боковых гранях и на одном из оснований корпуса, и никель-кадмиевые батареи. Спутник вышел на орбиту, несколько отличающуюся от расчетной («солнечно-синхронная» круговая орбита высотой 740 км).

ESSA-II (см. табл., № 11). По конфигурации и габаритам аналогичен спутнику ESSA-I. Имеет две телевизионные камеры системы APT** с разрешающей способностью ~ 3200 м, обеспечивающие просмотр полосы шириной ~ 2100 м. Каждое изображение охватывает участок площадью ~ 10 млн. км². В течение суток передается (137,5 Мгц, 5 вт) более 140 изображений. Прием осуществляется наземными станциями 22 стран только в реальном масштабе времени, когда спутник находится на расстоянии не более 3380 км от станции. Запуском спутника ESSA-II завершилось создание системы TOSS, и в дальнейшем очередные запуски будут проводиться с целью замены спутников, у которых вышла из строя бортовая аппаратура.

ESSA-III (см. табл.,№73). Предназначен для замены ESSA-I, у которого вышла из строя одна телевизионная камера. По конструкции аналогичен двум предыдущим спутникам, на нем установлены две телевизионные камеры системы AVCS*** с видиконом, обеспечивающие просмотр полосы шириной 3200 км. Разрешающая способность камер- 2400 м. В течение суток камеры могут передать более 150 изображений. На борту установлены также 8 радиометров для регистрации теплового излучения Солнца и Земли.

Спутники OV-1****. Исследовательские (см. Ежегодник БСЭ 1966 г.), запускаются в рамках программы ARSP*****_ Имеют форму цилиндра (диаметр 69 см, высота 81 см) с двумя полусферическими днищами (высота 30 см).

OV-1-4 (см. табл., № 18). Предназначен для биологических исследований. Цель эксперимента - исследование воздействия длительного космического полета (30 суток) на рост помещенных на борту водорослей, а также на характеристики теплозащитных покрытий.

OV-1-5 (см. табл., № 19). Предназначен для исследования инфракрасного, видимого и ультрафиолетового излучения Земли и атмосферы.

OV-1-8 (см. табл., № 54). Экспериментальный связной спутник (вместе с ним одной ракетой был запущен спутник OV-1-7, который на орбиту не вышел). После выхода на орбиту из его головной части была выброшена оболочка, которая наполнилась гелием и приняла форму шара диаметром 9 м. Оболочка представляла собой проволочный каркас, обтянутый пластмассовой пленкой, которая испарилась, а оставшийся сетчатый каркас использовался как пассивный ретранслятор.

* National Meteorological Center - Национальный метеорологический центр. ** Automatic Picture Transmission - автоматическая передача изображений. *** Advanced Virticon Camera System - усовершенствованная система камер с видиконом. **** Orbiting Vehicle - орбитальный аппарат. ***** Aerospace Research Satellite Program - программа запуска спутников для аэрокосмических исследований.

OV-1-6 (см. табл., № 86). Предназначен для радиационных измерений. Вес -90 кг.

OV-1-9, OV-1-10 (см. табл., №№ 92, 93). Предназначены для исследования космических лучей. В отличие отпредыдущих спутников, OV-1 имеют не полусферические днища, а форму многогранника.

Спутники OV-3. Исследовательские, запускаются в рамках программы ARSP. Имеют форму восьмигранной призмы (высота ~ 0,74 м, поперечный размер ~ 0,76 м). На орбите стабилизируется вращением или с помощью гравитационной системы. Типичный спутник этой серии показан на рис. 6.

OV-3-1 (см. табл., № 25). Основное назначение - измерение энергии и распределения заряженных частиц в магнитном поле Земли. На борту установлены счетчик Гейгера-Мюллера, электронный и протонный спектрометры и другие приборы.

OV-3-4 (см. табл., №40). Основное назначение - изучение радиационной опасности для космонавтов. Имеет ионизационные камеры, имитирующие ткани организма человека, а также спектрометры ионизирующего излучения.

OV-3-3 (см. табл., № 58). Основное назначение - исследование пояса радиации.

OV-3-2 (см. табл., № 80). Основное назначение - исследование электронной и ионной концентрации во внешнем поясе радиации. Имеет приборы для измерения энергии и концентрации электронов, а также спектрометр, который предполагалось использовать для наблюдения полного солнечного затмения над Южной Америкой 12 ноября.

OV-4-3 (см. табл., № 83). Бак окислителя ракеты «Титан II», имитирующий орбитальную станцию MOL*, разрабатываемую по программе Мин-ва обороны США. Согласно программе, станция должна выводиться на орбиту с пристыкованным к ней спутником «Джемини В» (облегченный вариант пилотируемого спутника «Джемини», разработанного по программе NASA), в котором персонал станции будет находиться только при выводе на орбиту и возвращении на Землю. При данном запуске вывод на орбиту экспериментального спутника «Джемини В» (без экипажа) не предусматривался. Для запуска был использован шестой испытательный запуск экспериментальной ракеты-носителя «Титан III С» (о четвертом запуске см. табл., № 41-48, пятый запуск 26 августа был неудачным). Этой же ракетой были одновременно запущены спутники OV-4-1T, OV-4-1R и OV-1-6 (см. табл., №84-86). Третья ступень ракеты-носителя вышла на баллистическую траекторию и после включения двигателей получила дополнительную скорость на нисходящей ветви траектории. На высоте - 160 км «Джемини В» отделился от ступени, вошел в атмосферу со скоростью, близкой к орбитальной, и приводнился на парашюте. Двигатели ступени включались еще дважды, и она вышла на орбиту, на которой произошло отделение остальных спутников.

OV-4-1T, OV-4-1R (см. табл., № 84, 85). Экспериментальные связные спутники, предназначенные для исследования возможности использования слоя F ионосферы для связи между спутниками, находящимися вне пределов радиовидимости. Представляют собой цилиндры с полусферическими днищами. Спутник OV-4-1T (T-transmitter - передатчик) передает сигналы на спутник OV-4-1R (R-receiver - приемник), который ретранслирует сигналы на Землю. Провести запланированные эксперименты не удалось вследствие неисправности бортового оборудования.

* Manned Orbital Laboratory - обитаемая орбитальная лаборатория.

«Нимбус II» (см. табл., № 28). Метеорологический спутник, по конструкции аналогичен спутнику «Нимбус I» (см. Ежегодник БСЭ 1965 г., табл. № 40), но имеет более мощный привод в системе ориентации панелей, чтобы предотвратить их заклинивание, как на спутнике «Нимбус I», а также несколько увеличенную мощность энергетической установки (476 вт]. На спутнике установлены: 1. Комплект из трех телевизионных камер системы AVCS с разрешающей способностью 0,8 км. Камеры включаются одновременно каждые 91 сек, получаемое изображение (от трех камер) перекрывает площадь ~ 2,5 млн. км². Изображения записываются на борту и передаются на Землю при пролете над станциями в Фэрбенксе (шт. Аляска) и Росмене (шт. Северная Каролина). 2. Телевизионная камера системы APT с разрешающей способностью 3,2 км передает изображения только в реальном масштабе времени; для приема служат 150 станций (106 в США) на территории 27 стран. 3. Радиометр HRIR, предназначенный для получения изображений в ночное время. Разрешающая способность 8 км,. ширина просматриваемой полосы 5600 км. Сигналы радиометра передаются в реальном масштабе времени: передатчиком системы APT, а также записываются для последующей передачи на Землю передатчиком системы AVCS. 4. Радиометр MRIR*, предназначенный для определения альбедо Земли. Прибор регистрирует излучения в диапазонах 0,2-4,0; 6,5 - 7,0; 10-11; 14-16; 7-30 мк.

К августу 1966 г. спутник передал на землю более 200 тыс. телевизионных изображений облачного покрова. 3 августа NASA сообщило, что на спутнике вышли из строя два записывающих устройства: одно для радиометра MRIR, в результате чего передача информации от него прекратилась, и второе для регистрации работы бортового оборудования. 2 сентября сообщалось. о выходе из строя записывающего устройства для системы AVCS, в результате чего передача изображений с записи стала невозможной.

«Сервейер» (см. табл., № 22, 78). На орбиты выведены два макета космического аппарата «Сервейер», для чего были использованы запуски двух последних (седьмой и восьмой) экспериментальных ракет «Атлас-Кентавр» (запуски АС-8 и АС-9)**. Основная цель запусков - определение возможности использования ракет «Кентавр» для перевода космических аппаратов с промежуточной геоцентрической орбиты на траекторию полета к Луне. Согласно программе полета, макеты предполагалось вывести на геоцентрические орбиты с большим эксцентриситетом, чтобы они в заданной точке пересекли орбиту Луны. При запуске АС-8 ракета «Кентавр» с макетом аппарата перешла с промежуточной на нерасчетную орбиту (см. табл., № 22), где от нее отделился макет аппарата. При запуске АС-9 ракета с макетом аппарата была переведена с промежуточной орбиты на эллиптическую (см. табл., № 78), где макет отделился.

* Mid Resolution Infrared Radiometer - инфракрасный радиометр со средней разрешающей способностью. ** О запуске АС-2 см. Ежегодник БСЭ 1964 г. (табл., № 47), о запуске-АС-4 - Ежегодник 1965 г. (табл., № 63), о запуске АС-6 - Ежегодник 1966 г. (табл., № 62). Запуски АС-1 (18.05. 62 г.), АС-3 (30. 06. 64 г.) и АС-5 (2. 03. 65 г.) были неудачными. Помимо восьми экспериментальных ракет, были запущены две ракеты «Атлас-Кентавр», предназначенные для доставки на Луну космических аппаратов «Сервейер» (см. раздел «Космические аппараты»)

ОАО-1 (см. табл., № 23). Спутник-обсерватория, предназначен для астрономических исследований, имеет форму восьмигранной призмы высотой 3 м с поперечным размером 2,1 м. Размах панелей с солнечнымиэлементами 6,4 м. На борту установлен комплект астрономических приборов WEP*, в который входят: телескоп-рефлектор для регистрации излучений туманностей в диапазоне 2100-3400 Ằ, четыре телескопа-рефлектора для регистрации излучений звезд в диапазоне 800-4200 Ằ, два сканирующих спектрометра, регистрирующих излучения в диапазоне 1000-2000 Ằ, система управления приборами. Помимо этого на борту установлены приборы для регистрации гамма-излучения высокой и низкой энергии и для регистрации рентгеновского излучения низкой энергии. Электропитание бортового оборудования обеспечивают 74618 солнечных элементов и три никель-кадмиевые батареи (основная и две вспомогательные). Радиооборудование спутника включает два широкополосных (400 Мгц, 1 вт) и два узкополосных (136 Мгц, 1,6 вт) телеметрических передатчика, четыре командных приемника (148 Мгц) и два передатчика (136 Мгц, 0,1 вт) для системы траекторных измерений. Имеется временное устройство, а также запоминающее устройство, емкостью 204800 двоичных единиц. Система ориентации включает солнечные датчики, шесть звездных датчиков, управляющие реактивные сопла, работающие на сжатом азоте, и маховики для стабилизации.

Запустить спутник удалось только после пяти неудачных попыток. Сначала вторая ступень со спутником была выведена на промежуточную орбиту (перигей 160 км, апогей 805 км), затем двигатель ступени был включен вторично, и спутник перешел на орбиту, близкую к расчетной. 10 апреля связь со спутником прекратилась.

«Эксплорер XXXII» (см. табл., № 31). Спутник (рис. 7) предназначен для исследования суточных, сезонных и годовых изменений характеристик верхней атмосферы**, представляет собой герметизированный шар (диаметр 88,9 см, толщина стенки 635 мк) из нержавеющей стали. На корпусе смонтирована всенаправленная турникетная антенна, два штыря электростатических зондов и 2064 солнечных элемента, на борту - два масс-спектрометра нейтральных частиц, масс-спектрометр ионов, три магнитронных измерителя плотности атмосферы и два электростатических зонда.

Спутник стабилизируется вращением, последняя ступень ракеты-носителя раскручивает его до 120 об/мин, а затем скорость вращения с помощью грузиков на тросах снижается до 30 об/мин. Поддержание этой скорости, а также заданной ориентации оси вращения (перпендикулярно плоскости орбиты) обеспечивается магнитной системой. Для определения положения оси вращения служит система оптических датчиков, включающая: солнечный датчик; датчики земного горизонта; датчик направления на Луну и переключатель датчиков. На борту имеется сдублированная КИМ-телеметрическая система. Скорость передачи информации 8640 двоичных единиц в секунду, она передается на Землю в реальном масштабе времени и с записи. Основной источник электропитания - серебряно-цинковые батареи (10,5 квт-ч), подзаряжаемые солнечными элементами. Спутник предполагалось вывести на орбиту с перигеем 270 км и апогеем - 1200 км, однако он вышел на нерасчетную орбиту. По заявлению NASA, это не помешает проведению запланированных экспериментов.

«Эксплорер XXXIII («Лунар эксплорер»)***. Исследовательский спутник (рис. 1), предназначался для изучения хвоста магнитосферы Земли, для исследования магнитных полей, солнечной плазмы и энергетических частиц в пространстве между Землей и Луной, для изучения магнитного поля и ионосферы Луны. На спутнике установлены: ионизационная камера для регистрации электронов и протонов; три счетчика Гейгера-Мюллера; два трехосных магнитометра: один, разработанный Центром Эймса, другой - Центром Годдарда; два детектора метеорных частиц; телеметрический передатчик и четыре дипольные антенны. Источник электропитания - 7680 солнечных элементов и серебряно-кадмиевая батарея. Спутник предполагалось вывести на селеноцентрическую орбиту* с периселением 1300 км и апоселением 6400 км, но не удалось. После срабатывания бортового двигателя спутник вышел на геоцентрическую орбиту (см. табл., № 51). По заявлению NASA спутник передает ценную информацию.

Wisconsin Experiment Package - комплект приборов Висконсинского университета. ** Спутник типа АЕ (Atmospheric Explorer). О спутнике АЕ-А («Эксплорер XXVII») см. Ежегодник БСЭ 1964 г., табл., № 7. *** Имеет также названия: 1) IMP-D. 2) AIMP - Anchored («поставленный на якорь») IMP. 3) LIMP - Lunar (лунный) IMP. 4) LAIMP - Lunar Anchored (поставленный на якорь у Луны) IMP. IMP - Interplanetary Monitoring Platform - платформа для контролирования межпланетного пространства.

Рис. 1. Спутник «Эксплорер XXXXIII» (IMP-D):
1 - магнитометр, разработанный центром Годдарда; 2 -панели с солнечными элементами; 3 - бортовой РДТТ; 4 - магнитометр, разработанный центром Эймса.

OGO-III (см. табл., № 36). Спутник-обсерватория, предназначенный для геофизических исследований. По конструкции аналогичен спутникам OGO-I и OGO-II (см. Ежегодники БСЭ 1965 г. и 1966 г.). После выхода на орбиту спутник с помощью управляющих реактивных сопел и маховиков, работающих по командам инфракрасных датчиков горизонта и солнечных датчиков, был ориентирован и стабилизирован так, чтобы одно днище корпуса было постоянно обращено к Земле. Сообщалось, что все установленные на борту приборы функционируют нормально. Емкость ленточных записывающих устройств на спутнике - 86 млн, двоичных единиц. Для передачи информации используется КИМ-телеметрическая система, работающая по командам с Земли, ее информативность - 1000-6400 двоичных единиц в секунду. Полученная на Земле информация записывается на магнитную ленту и доставляется для обработки в центр Годдарда.

«Секор» (см. табл., № 38, 64, 75). Геодезические спутники (см. Ежегодники БСЭ, 1965 г., табл. № 3 и 1966г., табл. №№ 15, 19, 27, 61). Имеют форму параллелепипеда с размерами 25,4 X 30,5 X 35,6 см.

ORS-2** (рис. 9), ORS-1 (ERS-15). Эти спутники (см. табл., №№ 39, 65), по-видимому, относятся к числу исследовательских спутников-многогранников ERS***. Они предназначались, в частности, для изучения явления холодной сварки в космосе.

GGTS**** (см. табл., № 41). Спутник (рис. 8) предназначен для проверки эффективности гравитационной системы ориентации и стабилизации при полете на большой высоте, где гравитационные силы относительно малы. В системе стабилизации используются два стержня длиной по 16 м, на концах которых смонтированы устройства для демпфирования либрации. Результаты эксперимента считаются хорошими.

* Предыдущие три спутника IMP выводились на геоцентрические орбиты (см. Ежегодники БСЭ 1964 г., 1965 г. и 1966г.). ** Octahedron Research Satellite - восьмигранный исследовательский спутник. Спутники ORS имеют также название OV-5. *** Environmental Research Satellite - спутник для исследования окружающей среды. См. Ежегодник БСЭ 1966 г. описание спутника ORS-III (в табл., № 56 он ошибочно назван ORS-II). **** Gravity Gradient Test Satellite-спутник для исследования градиента гравитации.

IDCSP (см. табл., № 42-48). Связные спутники (рис. 11), предназначенные для создания военной системы связи IDCSP*, в которой предполагают использовать 15-22 спутника, обращающихся по орбите высотой - 34000 км. Спутники должны выводиться на орбиту группами (по 7-8) с помощью экспериментальных ракет-носителей «Титан III С». Спутники размещаются в специальном «магазине» (рис. 10) и после выхода последней ступени ракеты-носителя на заданную орбиту выбрасываются из него с помощью пружин. Спутники стабилизируются вращением в таком положении, чтобы ось вращения была перпендикулярна к плоскости орбиты. На поверхности спутника (диаметр 0,9 м) установлено более 8500 солнечных элементов, обеспечивающих мощность 42 вт. Рабочие частоты приемного и передающего устройств засекречены. Расчетное время активного существования (работы аппаратуры) спутника 1,5 года. Для вывода на орбиту был использован четвертый испытательный запуск экспериментальной ракеты-носителя «Титан III С» (о первых трех запусках см. Ежегодник БСЭ 1966 г., табл №., 45-46, 78-80 и 92-96). Спутники (в т. ч. и GGTS) предполагалось вывести на близкие к круговым экваториальные орбиты высотой ~ 34000 км. Двигатели третьей ступени включались трижды, последовательно выводя ее на различные орбиты. В результате третьего включения ступень со спутниками вышла на орбиту, близкую к расчетной, на которой спутники последовательно выбрасывались из «магазина». В экспериментах по связи принимали участие американские станции в Форт-Диксе (шт. Нью-Джерси) и в Кэмп-Робертсе (шт. Калифорния), а также в Крайстчерче (Англия) и ФРГ.

«Пагеос-1» (см. табл., № 50). Надувной геодезический спутник, предназначен для уточнения координат различных пунктов Земли (предположительно с точностью 15-30 м), а также для исследования гравитационного поля Земли. Представляет собой шар диаметром 30 м (подобный спутнику «Эхо I», см. Ежегодник БСЭ 1961). Оболочка толщиной 12,7 мк, изготовленная из пластмассовой пленки «майлар» (полиэтилентерефталат) с алюминиевым покрытием, укладывается в сферический контейнер, который вскрывается на орбите. В оболочку помещено 4,5 кг бензоидной кислоты и, 9 кг антрахинона, которые после выхода спутника на орбиту образуют газ, придающий оболочке форму шара. Спутник не несет аппаратуры, его фотографируют на фоне звездного неба одновременно с нескольких наземных пунктов, расположенных на 4000-4500 км друг от друга. Сбор информации, получаемой с помощью спутника, осуществляет Центр Годдарда.

«Сатурн» SA-203 (см. табл., № 52). Последняя ступень (ракета S-4B) экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB» SA-203 выведена на орбиту с неполностью израсходованным топливом. Основные задачи запуска- изучение поведения жидкого водорода в состоянии невесомости и испытания системы, обеспечивающей повторное включение основного двигателя ступени. После проведения запланированных экспериментов в системе отвода паров водорода из бака были закрыты клапаны, и в результате повышения давления ступень взорвалась на седьмом витке.

Спутники ATS**. Предназначены для изучения проблем, связанных с созданием усовершенствованных связных, метеорологических, навигационных, а также военного назначения спутников. Всего намечено запустить пять спутников (ATS-A... ATS-E), спутник ATS-A должен быть выведен на круговую орбиту высотой 10 000 км, остальные четыре - на стационарную. Для перевода с переходной эллиптической орбиты на стационарную должен использоваться бортовой РДТТ.

* Interim Defense Communication Satellite-временная (промежуточная) программа создания военных связных спутников. ** Applications Technology Satellite - спутник с техническим оборудованием прикладного назначения.

ATS-1 (табл., № 91, рис. 12). Основные эксперименты, запланированные при этом запуске: обеспечение дальней связи самолетов с наземными станциями, ретрансляция цветных телевизионных изображений, передача телевизионных снимков Земли, ретрансляция информации от гидрометеорологических станций, испытания конструкционных материалов и бортового оборудования, испытания электротермического двигателя.

На борту спутника установлены: 1. ретрансляционная система для двусторонней связи по 600 каналам, включающая: приемопередатчик сантиметрового диапазона, обеспечивающий широкополосную (25 Мгц) двустороннюю связь, а также передачу телевизионных изображений (рабочая частота приемного устройства ~ 6000 Мгц, передающего ~ 4000 Мгц); приемопередатчик метрового диапазона, обеспечивающий двустороннюю связь (рабочая частота приемного устройства 149,22 Мгц, передающего - 135,6 Мгц); всенаправленную приемную антенну сантиметрового диапазона, установленную по продольной оси спутника; 16-элементную передающую антенну с фазированной решеткой, работающую в сантиметровом диапазоне, поочередное подключение элементов антенны (по командам логического устройства) должно обеспечивать направленность 40% излучения на Землю, несмотря на вращение спутника; всенаправленную приемную антенну метрового диапазона; 8-элементную антенну с фазированной решеткой, работающую в метровом диапазоне, каждый элемент которой подключен к отдельному передатчику (фазирование с помощью переключающих диодов). 2. Телевизионная камера для передачи черно-белых и цветных изображений. 3. Электротермический двигатель (рабочее тело - жидкий аммиак). 4. Датчик нутации (пьезоэлектрический акселерометр) и демпфер нутации (трубка, наполненная ртутью). 5. Аппаратура для научных исследований: детекторы ионов, протонов и электронов, магнитометр, спектрометр для регистрации отклонения электронов в магнитном поле, радиомаяк для зондирования ионосферы. 6. Образцы теплозащитных покрытий и экспериментальные солнечные элементы. 7. Энергетическая установка, включающая 22000 солнечных элементов, и никель-кадмиевые батареи.

Спутник имеет форму цилиндра (высота 1,52 м , диаметр 1,47 м), на орбите стабилизируется вращением: раскручивается с помощью управляющих реактивных сопел, работающих на сжатом азоте. Ось вращения ориентируется параллельно земной оси; для ориентации (а также и для коррекции орбиты) используются реактивные сопла, работающие на продуктах разложения перекиси водорода. Для слежения и приема информации от спутника используются наземные станции в Росмене (шт. Северная Каролина), в Мохаве (шт. Калифорния), близ Тувумба (Австралия) и в Касиме (Япония). Запуск состоялся 6 декабря, вторая ступень («Аджена D») ракеты-носителя со спутником вышла на круговую орбиту высотой ~ 180 км, после вторичного включения двигателя ступени она перешла на переходную эллиптическую орбиту с перигеем ~180 км и апогеем ~ 36000 км, на которой спутник отделился и был раскручен до ~100 об/мин. 1 декабря в апогее второго витка был включен бортовой РДТТ и спутник вышел на орбиту, близкую к стационарной (см. табл., № 91). 21 декабря спутник занял расчетное положение над 151° з. д., но поскольку полет проходил успешно, проведение запланированных экспериментов началось до этого момента: сеансы связи с самолетами начались 9 декабря, первые телевизионные снимки Земли были получены 9, 11 и 12 декабря. Эксперименты по ретрансляции гидрометеорологических данных начались в марте 1967 г.

«Биос I»(табл., № 95). Предназначен для биологических исследований, имеет форму усеченного конуса со скругленной вершиной, диаметр большего основания 1,02 м, высота 0,9 м, вес 245 кг*. Внутри размещен возвращаемый контейнер с биологическими объектами (вес 127 кг). Спутник выводится на орбиту вместе с переходником, в котором размещается часть бортового оборудования. Переходник представляет собой цилиндр (диаметр 1,4 м), переходящий в усеченный конус (диаметр меньшего основания 1,02 м). Длина переходника 1,2 м, вес ~ 181 кг. Цель запуска - исследование комбинированного воздействия на биологические объекты невесомости и ионизирующей радиации от помещенного в контейнер гамма-активного изотопа Sr⁸⁵. Изотоп заключен в сферическую капсулу из сплава вольфрама, никеля и меди. С помощью экрана излучение ограничено телесным углом 180°, в пределах которого располагаются капсулы с биологическими образцами. Помимо исследуемых в контейнере находились контрольные образцы, размещенные в экранированной камере. Для измерения дозы радиации применялись детекторы, размещенные в капсулах с биологическими образцами, а также в экранированной камере (для измерения радиационного фона). Искусственная атмосфера в контейнере представляет собой смесь кислорода и азота (давление 1 ата, относительная влажность 40-70%, температура 18-24°С). Система ориентации (по трем осям) использует управляющие реактивные сопла, работающие на сжатом азоте. На спутнике установлены радиомаяк (136,05 Мгц, 0,1 вт), телеметрический КИМ-передатчик (136,68 Мгц, 2 вт) и ЧМ/ЧМ-передатчик (240 Мгц) для облегчения обнаружения опускающегося на парашюте контейнера.

Согласно программе, спутник должен быть выведен на круговую орбиту высотой - 300 км (выбиралась с таким расчетом, чтобы доза радиации за счет фонового излучения не превышала 0,3 рад/сутки). На 47-м витке спутник ориентируется,отделяется от переходника, раскручивается (для стабилизации) и, после включения ТДУ, сходит с орбиты. В атмосфере из спутника выбрасывается возвращаемый контейнер, который опускается на парашюте в районе Гавайских о-вов и должен быть перехвачен в воздухе самолетом. Спутник вышел на близкую к расчетной орбиту. 17 декабря на 47-м витке отделился от переходника, однако ТДУ спутника не сработала и он остался на орбите. Находящиеся в контейнере биологические объекты погибли, поскольку система жизнеобеспечения отделившегося контейнера рассчитана только на 6 часов.

«Лэни Бёрд I»** (см. табл., № 79). Первый спутник для коммерческой системы связи Intelsat-II, создаваемой корпорацией Comsat (см. Ежегодник БСЭ 1966 г. - описание спутника «Эрли Бёрд» для системы Intelsat-I). Эта система должна использовать два спутника, обращающихся по стационарной орбите: один над Тихим океаном, другой - над Атлантическим. Кроме коммерческой связи, для которой предназначались 120 из 240 каналов, спутник должен был обеспечивать связь Координационно-вычислительного центра

* В т. ч. 45 кг расходуемых материалов (сжатый азот и пр.). ** Lani Bird - райская птица. Имеет также названия «Пасифик Бёрд» (Pacific Bird - тихоокеанская птица), «Блу Бёрд» (Blue Bird - синяя птица) и Intelsat 2A. В английской литературе его называют «Эрли Бёрд II» (Early Bird - ранняя пташка).
МСС* (прежнее название MSCC**) со станциями слежения за космическими кораблями «Аполлон». По конструкции он аналогичен спутнику «Эрли Бёрд», но больше по размерам и весу: диаметр корпуса 1,42 м, высота 0,67 м, стартовый вес 162 кг («Эрли Бёрд I» - 63,5 кг). Число солнечных элементов увеличено до 12 756 (85 вт), а бортовой запас перекиси водорода для управляющих реактивных сопел - вдвое. Спутник (рис. 15) оборудован сдублированной ретрансляционной системой. Телеметрическая система, аналогичная системе спутника «Эрли Бёрд», включает два кодирующих устройства, два передатчика и восемь штыревых антенн***. Имеются также радиомаяк (~ 4000 Мгц) и командные приемники. Спутник предполагалось вывести на стационарную орбиту над Тихим ок. (175° в. д.). Сначала он был выведен на орбиту с перигеем 354 км и апогеем - 37015 км. 30 октября была предпринята попытка перевести спутник на стационарную орбиту, однако бортовой РДТТ проработал 10 сек. вместо 16, и спутник вышел на нерасчетную эллиптическую орбиту (см. табл., № 79), обращаясь по которой он смещался к западу на 6° в сутки. 1 декабря с помощью управляющих реактивных сопел орбита была скорректирована таким образом, чтобы период обращения спутника составлял ровно 12 час. Перигей новой орбиты - 3423 км, апогей - 37144 км. Спутник смещается к западу на 1° в сутки. После коррекции орбиты спутник ежесуточно может использоваться для связи США с Гавайскими о-вами в течение 8-9 час., с Японией (7 час.), с Австралией (4 час.), но, как подчеркивается в печати, не пригоден для связи Центра МСС со станциями слежения за кораблями «Аполлон», а также для связи США со странами Юго-Восточной Азии.

«Диапазон IA» (см. табл., № 10). Французский исследовательский спутник (рис. 2), предназначен в основном для геодезических исследований. Имеет форму цилиндра (диаметр 0,5 м, высота 0,2 м), к корпусу крепятся пять антенн и четыре панели, на которых смонтированы 2304 защищенных фильтрами солнечных элемента, заряжающих никель-кадмиевую батарею емкостью 28 а-час. 15 солнечных элементов, предназначенных для исследования влияния ионизирующего излучения, смонтированы на специальной панели. Бортовая электронная аппаратура скомплектована в 12 модулей размером 122 X 200 X 33 мм каждый. На борту установлен ЧИМ-телеметрический передатчик, работающий на частоте 136,98 Мгц, и командный приемник (122,9 Мгц). К днищу корпуса крепится приборный контейнер с оборудованием для контроля работы бортовых систем третьей ступени ракеты-носителя. Спутник стабилизируется вращением, перед выходом на орбиту он раскручивается до 270 об/мин, а на орбите с помощью грузиков на тросах скорость вращения снижается до 30 об/мин, и спутник отделяется. Затем устанавливаются в рабочее положение панели с солнечными элементами и бортовые антенны, включается бортовой передатчик, отделяется приборный контейнер. Для слежения за спутником используются пять наземных станций, расположенных в Бретиньи (Франция), Хаммагире (Алжир), Уагадугу (Верхняя Вольта), Браззавиле (Конго) и Претории (ЮАР), а также одна мобильная станция в Бейруте (Ливан).

* Mission Control Center - центр управления полетами. ** Manned Spaceflight Control Center - Центр управления пилотируемыми космическими полетами. *** На рис. 10, опубликованном в Ежегоднике БСЭ 1966 г., эти антенны не показаны; позиция 10-не антенна, а место ее крепления.
Рис. 2. Спутник «Диапазон IA». 1 - антенны для приема команд и передачи телеметрических данных; 2 - передающая антенна; 3 - блок предварительной обработки данных; 4 - батарея; 5 - кварцевый генератор; 6 - один из модулей электронной аппаратуры; 7 - панель с солнечными элементами; 8 - панель с экспериментальными солнечными элементами.

«Аджена D» (GAT)*. Модифицированная вторая ступень (рис. 13) ракеты-носителя «Атлас-Аджена D», предназначена для использования в качестве спутника-цели при экспериментах по встрече с пилотируемыми спутниками «Джемини». На ракете установлен модифицированный ЖРД, допускающий многократное включение (основной двигатель) и 4 вспомогательных ЖРД, работающих на самовоспламеняющемся топливе. Вспомогательные ЖРД предназначены в основном для сообщения ускорения находящейся в состоянии невесомости ракете «Аджена D», чтобы обеспечить забор топлива из баков для подачи его в ТНА основного двигателя, но могут также использоваться для коррекции орбитальной скорости.

Первый эксперимент по встрече предполагалось провести при запуске спутника «Джемини VI». Однако запущенная 25 окт. 1965 г. ракета «Аджена D» на орбиту не вышла. Было принято решение вместо нее использовать предварительно выведенный на орбиту спутник «Джемини VII» (см. Ежегодник БСЭ 1966 г.).

Для встречи со спутником «Джемини VIII» на орбиту была выведена ракета «Аджена D» («Аджена VIII», см. табл., № 13). После проведения экспериментов (см. описание спутника «Джемини VIII») ракета по команде с Земли была переведена на более высокую орбиту.

Ракету «Аджена IX» для встречи со спутником «Джемини IX» вывести на орбиту не удалось, вместо нее был использован аппарат ATDA (см. ниже).

При последующих трех запусках спутников «Джемини» для экспериментов по встрече использовались ракеты «Аджена D» (см. табл., №№ 55, 66,88), выводимые на орбиту перед запусками этих спутников. * Gemeni Agena Target - ракета-мишень «Аджена» для спутника «Джемини».

ATDA* (см. табл., № 32). Этот аппарат (рис. 14) собран из узлов ракеты «Аджена D» и спутника «Джемини». Специально для аппарата разработан только корпус, в котором размещаются эти узлы. Он снабжен таким же насадком для стыковки, как и «Аджена D», но, в отличие от нее, не может маневрировать на орбите (нет двигателей). В системе ориентации используются ЖРД, разработанные для системы ориентации спутника «Джемини».

«Джемини VIII» (см. табл., № 14). Основная цель запуска - встреча и стыковка на орбите с ракетой «Аджена VIII». Кроме того, был запланирован выход второго пилота в открытый космос, а также проведение 10 научных экспериментов. Расчетная продолжительность полета 70 час. 50 мин., посадка в Атлантическом ок. На борту спутника находились космонавты Нил Армстронг (командир) и Дейвид Скотт (второй пилот). Запуск спутника состоялся через 1 час.41 мин.** после запуска ракеты «Аджена VIII». После ряда маневров спутник перешел на орбиту ракеты, приблизился к ней на расстояние 45 м и, после кратковременного группового полета, Армстронг произвел стыковку. Через 20 мин. космонавты обнаружили вращение и потерю ориентации***. Восстановить ориентацию и стабилизировать систему «спутник-ракета» не удалось. Пришлось срочно отсоединить спутник от ракеты и стабилизировать его с помощью двигателей системы RCS (см. Ежегодник БСЭ 1966 г.), предназначенной для ориентации спутника при входе в атмосферу, обесточив при этом систему OAMS. После этого руководители полета приняли решение произвести на седьмом витке аварийную посадку в запасном районе (в Тихом ок. близ о. Окинава). 17 марта спутник благополучно приводнился и космонавты были подняты на борт эсминца «Леонард Мейсон». Полет продолжался 10 час. 32 мин.

«Джемини IX» (см. табл., № 33). Основные задачи запуска: 1) встреча и стыковка на орбите с ракетой «Аджена D», 2) выход в открытый космос второго пилота на 26 час. 26 мин.(это опечатка-Хл.) для проведения различных операций, в частности маневрирования с помощью установки AMU*****, для чего космонавт должен перебраться во вспомогательный отсек (рис. 18), где хранится AMU, сесть в специальное (типа велосипедного) седло на установке, закрепить AMU на себе, подключить ее системы к скафандру и проверить, отсоединить фал от скафандра, нарастить его 30-метровым нейлоновым тросом и начать маневрирование в космосе, 3) проведение 7 научных экспериментов.

Запуск спутника был назначен на 17 мая, но ракету «Аджена D» вывести на орбиту не удалось, и запуск был отложен. Было принято решение использовать в качестве спутника-мишени аппарат ATDA. Аппарат был запущен 1 июня в 14 час. 00 мин. 02 сек.****** Временное «окно» на этот день было с 15 час. 39 мин. до 15 час. 44 мин. 47 сек. Однако запустить спутник в это «окно» не удалось, запуск был перенесен на 3 июня («окно» с 13 час. 39 мин. до 13 час. 45 мин. 30 сек.

* Augmented Target Docking Adapter - мишень с нарощенным насадком для стыковки. ** Момент запуска спутника обусловлен так называемым временным «окном», т. е. определенным промежутком времени, в течение которого необходимо произвести запуск, чтобы обеспечить стыковку на орбите. *** Позднее выяснилось, что причиной этого было самопроизвольное включение одного из двигателей системы OAMS (см. Ежегодник БСЭ 1966 г.). **** Согласно инструкции, в случае использования системы RCS до схода с орбиты, рекомендуется совершить аварийную посадку, поскольку перерасход топлива в этой системе может поставить под угрозу благополучное возвращение космонавтов. ***** Astronaut Maneuvering Unit - установка, обеспечивающая маневрирование космонавта. ****** Здесь и далее время по Гринвичу.

Спутник был запущен в 13 часов 39 минут 33 секунды и в момент выхода на орбиту находился от аппарата на расстоянии ~ 1200 км. На борту спутника находились космонавты Томас Стаффорд (командир) и Юджин Сернан. Стаффорд провел ряд маневров, и спутник сблизился с аппаратом на расстояние 80 м; при сближении использовался бортовой радиолокатор. Затем начался групповой полет, во время которого спутник приближался к аппарату на расстояние 5-8 см. Стыковку осуществить не удалось, поскольку от аппарата не отделился обтекатель, прикрывающий стыковочный насадок. Сбросить обтекатель не удалось, и космонавты перевели спутник на более высокую орбиту. После этого было проведено еще два эксперимента по сближению: один с использованием ручного секстанта и выключенным радиолокатором, при втором имитировалась встреча лунной кабины с основным блоком космического корабля «Аполлон» (отсек экипажа + двигательный отсек). Эксперимент по выходу в космос начался 5 июня. Сернан надел нагрудный ранец ELSS* с размещенным в нем оборудованием системы жизнеобеспечения, присоединил к нему фал длиной 7,6 м, открыл люк, укрепил на корпусе спутника кинокамеру и снял с него держатель с ловушками метеорных частиц. Затем Сернан вышел из кабины, установил на спутнике два зеркала, облегчающие Стаффорду наблюдение за ним, и перебрался во вспомогательный отсек. Там он подключил к скафандру системы электропитания, связи и жизнеобеспечения установки AMD и отсоединил фал. Однако при входе в тень Земли стекло шлема Сернана сильно запотело, ухудшилась также связь со Стаффордом, и последний предложил отменить эксперимент. Сернан отключил от скафандра все системы AMU, снова подсоединил фал и вернулся в кабину, попутно сняв со спутника одно из зеркал. Эксперимент с выходом в космос продолжался 2 час. 05 мин. 6 июня спутник благополучно приводнился в Атлантическом ок. и космонавты были подняты на борт авианосца «Уосп». Полет продолжался 72 час. 21 мин. Операции по спасению впервые передавались по телевидению через связной спутник «Эрли Бёрд».

«Джемини X» (см. табл. № 56). Основные задачи запуска: 1. Встреча и стыковка с ракетой «Аджена X». 2. Перевод системы «Джемини X - Аджена X» на круговую орбиту высотой ~ 760 км. 3. Фотографирование при открытом люке. 4. Встреча с ракетой «Аджена VIII». 5. Проведение 13 научных экспериментов.

Запуск спутника состоялся 18 июля в 22 час. 20 мин. 24 сек. На борту находились космонавты Джон Янг (командир) и Майкл Коллинз. Предварительно в 20 час. 39 мин. 46 сек. была запущена ракета-носитель «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой («Аджена X») вышла на орбиту (см. табл. № 55). В результате проведенных маневров спутник сблизился с ракетой на расстояние 12 м и некоторое время совершал с ней групповой полет. Стыковка была произведена в Т** + 5 час. 58 мин. Затем трижды включался основной двигатель ракеты «Аджена X», в результате чего система «спутник-ракета» вышла на близкую к круговой орбиту высотой ~ 394 км и оказалась на расстоянии ~ 2250 км позади ракеты «Аджена VIII» и на несколько километров ниже ее (ракета обращалась по орбите с перигеем 397 км и апогеем - 402 км). Затем с помощью вспомогательных двигателей ракеты «Аджена X» были совмещены плоскости орбит системы и ракеты «Аджена VIII». В Т + 23 час. 27 мин. Коллинз открыл люк, высунулся по плечи и начал фотографировать. Эксперимент продолжался 35 мин. вместо запланированных 55 мин., т. к. оба космонавта почувствовали сильное раздражение глаз, вызванное парами гидроокиси лития, которая используется для поглощения углекислого газа в системе регенерации кислорода. В Т + 44 час. 40 мин. космонавты отсоединили спутник от ракеты «Аджена X» и после ряда маневров приблизились к ракете «Аджена VIII» на расстояние 15 м. В Т+48 час. 42 мин. начался выход Коллинза в открытый космос. Выйдя из кабины, он снял с корпуса спутника держатель с ловушками метеорных частиц и передал его Янгу. Через полчаса с Земли была подана команда прекратить эксперимент (перерасходовано топливо), и Коллинз вернулся в кабину. Эксперимент продолжался 38 мин. вместо запланированных 55 мин. Спутник совершил посадку в Т + 70 час. 46 мин. 45 сек. в 850 км к востоку от м. Кеннеди, космонавтов доставили вертолетом на борт авианосца «Гуадалканал». Приводнение спутника и спасение космонавтов передавалось по телевидению через связной спутник «Эрли Бёрд».

* Extravehicular Life Support System - внекорабельная система жизнеобеспечения. ** Т - момент старта.

«Джемини XI» (см. табл., № 67). Основные задачи запуска: 1. Встреча и стыковка с ракетой «Аджена XI» на первом витке; повторные стыковки. 2. Перевод системы «спутник-ракета» на эллиптическую орбиту с высотой апогея ~ 1400 км. 3. Выход второго пилота в открытый космос и проведение там ряда экспериментов, в частности соединение спутника и ракеты тросом (находится в специальном «кармане» на ракете и одним концом прикреплен к ней), испытания универсального инструмента и выполнение маневров с помощью ручного реактивного устройства. 4. Фотографирование и другие эксперименты при открытом люке в течение 140 мин. 5. Групповой полет соединенных тросом спутника и ракеты. 6. Проведение 12 научных экспериментов.

Намеченный на 9 сентября запуск спутника дважды откладывался и состоялся 12 сентября. В 13 час. 05 мин. 02 сек. стартовала ракета-носитель «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой вышла на орбиту (см. табл. № 66). В этот день «окно» для запуска составляло всего 2 сек. Ракета «Титан II» со спутником стартовала в 14 час. 42 мин. 29,5 сек. На борту спутника находились космонавты Чарлз Конрад (командир) и Ричард Гордон. В момент выхода спутника на орбиту ракета «Аджена XI» находилась впереди него на угловом расстоянии 3,43°. В Т + 30 мин. космонавты начали маневры по сближению и в Т + 94 мин. Конрад произвел стыковку. В Т + 2 часа 10 мин. спутник был отсоединен от ракеты, а в Т + 3 часа 10 мин. Гордон произвел повторную стыковку. Позже каждый из космонавтов осуществил еще по одной стыковке. В Т +23 час. 56 мин. Гордон открыл люк, встал на кресло и, высунувшись из люка, снял с корпуса спутника контейнер со стопкой ядерных имульсий (исследование радиации) и передал их Конраду, установил на спутнике кинокамеру и вышел в открытый космос. Гордон сильно вспотел, пот залил ему лицо, мешая видеть, и Конрад приказал ему вернуться. Эксперимент по выходу в космос длился 44 мин. вместо 107 мин. по программе. До возвращения в кабину Гордон успел закрепить свободный конец троса на направляющем штыре (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., рис. 11, поз. 11), который при стыковке входит в специальную прорезь на стыковочном насадке ракеты и обеспечивает правильную стыковку. От испытаний универсального инструмента пришлось отказаться. В Т + 40 час. 31 мин. начался эксперимент по переводу системы «спутник-ракета» на эллиптическую орбиту: сначала включились два вспомогательных двигателя ракеты «Аджены XI», затем основной и система перешла на орбиту с перигеем 289 км и апогеем -1370 км. В апогее космонавты сделали несколько цветных снимков Земли. По завершении двух витков спутник был переведен на орбиту с перигеем 288 км и апогеем 304 км. В Т + 46 час. 07 мин. начался эксперимент по фотографированию при открытом люке, который продолжался 128 мин. В Т + 49 час. 47 мин. космонавты вывели спутник из зацепления с ракетой, включили двигатели спутника, и связанные 30-метровым тросом спутник и ракета начали вращаться (~ 55 град/мин) относительно общего центра масс, создалась искусственная сила тяжести (0,0002 g). В Т + 53 час. был отстрелян штырь с прикрепленным к нему тросом, и эксперимент прекратился. В Т+64 час. 27 мин. космонавты начали второй, не предусмотренный программой, эксперимент по встрече с ракетой «Аджена XI»: спутник приблизился к ракете на 12 м и некоторое время совершал с ней групповой полет. Спутник приводнился в Атлантическом ок. 15 сентября, космонавты были доставлены вертолетом на борт авианосца «Гуам». Полет продолжался 71 час. 17 мин.

«Джемини XII» (см. табл., № 89). Основные задачи полета, рассчитанного на 4 суток: 1. Встреча на орбите и стыковка (на третьем витке) с ракетой «Аджена XII»; 2. Перевод системы «спутник-ракета» на орбиту с апогеем 740 км; 3. Проведение экспериментов при открытом люке; 4. Выход второго пилота в открытый космос для проведения различных операций; 5. Проведение эксперимента по гравитационной стабилизации спутника и ракеты, соединенных 30-метровым тросом; 6. Проведение научных экспериментов; 7. Вход в атмосферу и спуск на Землю с выполнением маневров в автоматическом режиме.

Намеченный на 9 ноября запуск спутника дважды откладывался и состоялся только 11 ноября. В 19 час. 08 мин. стартовала ракета-носитель «Атлас-Аджсна D», вторая ступень которой вышла на орбиту (см. табл., № 88). Ракета «Титан II» со спутником стартовала в 20 час. 46 мин. На борту спутника находились космонавты Джеймс Ловелл (командир) и Эдвин 0лдрин. На третьем витке была осуществлена стыковка спутника с ракетой. Этот эксперимент был повторен дважды. От перехода на орбиту с апогеем 740 км пришлось отказаться в связи с неисправностью основного двигателя ракеты «Аджена XII», система «спутник-ракета» с помощью вспомогательных двигателей перешла на орбиту с перигеем 296 км и апогеем 345 км, с которой фотографировалось солнечное затмение. В Т+ 19 час. 29 мин. Олдрин открыл люк, высунулся из него по плечи и провел ряд экспериментов, в частности, укрепил кинокамеру на вспомогательном отсеке, производил фотографирование. Люк был закрыт в Т+21 час. 58 мин. 12 ноября был проведен эксперимент по использованию самолета типа ARIA (предназначен для связи с космическим кораблем «Аполлон») для связи между Координационным центром МСС и спутником. 13 ноября вышли из строя один блок топливных элементов и два бортовых двигателя. В Т + 42 час. 46 мин. начался эксперимент по выходу в открытый космос. Выйдя из кабины, Олдрин соединил ракету и спутник тросом, затем перешел к вспомогательному отсеку и провел там предусмотренные программой операции. На время пребывания в тени Земли он укрылся во вспомогательном отсеке. После выхода из тени Олдрин переместился к передней части корпуса спутника, провел ряд операций, снял держатель с ловушками метеорных частиц и микроорганизмов, вернулся с ним в кабину и закрыл люк. В Т + 47 час. 18 мин. спутник был выведен из зацепления с ракетой и начался эксперимент по гравитационной стабилизации спутника и ракеты, соединенных тросом. В Т + 51 час. 51 мин. эксперимент был прекращен (направляющий штырь с надетым на него тросом был отстрелян). В Т + 66 час. люк был снова открыт. Олдрин, стоя на кресле, фотографировал звезды и восход Солнца в ультрафиолетовых лучах, проводил эксперименты по использованию ручных навигационных приборов. Люк был закрыт через 59 мин. Позже вышли из строя еще два бортовых двигателя и один блок топливных элементов. Стабилизация спутника обеспечивалась исправными двигателями, но при этом расходовалось много топлива. Для экономии топлива и электроэнергии пришлось на некоторое время выключить все двигатели. Спутник благополучно приводнился в Атлантическом ок. в Т + 94 час. 34 мин. 31 сек., и космонавты были доставлены вертолетом на борт авианосца «Уосп». Этим запуском были завершены работы по программ» «Джемини».

Рис. 5. Спутник ESSA-1. Рис. 6. Спутник OV-3. Рис. 7. Спутник «Эксплорср XXXII». 1 - масс-спектрометр нейтральных частиц; 2 - стык днища и обечайки корпуса; 3 -- отверстие для шланга системы продувки; 4 - штырь электростатического зонда; 5 - штырь турникетной антенны; 6 - солнечные датчики и датчики направления на Луну; 7 - отверстие для шланга системы наддува; 8 - инфракрасный датчик земного горизонта; 9 - солнечные элементы. Рис. 8. Спутник GGTS. Рис. 9. Спутник ORS-2. а - до монтажа панелей с солнечными элементами; б - после монтажа панелей. Рис. 10. «Магазин» со спутниками для военной системы связи IDCSP. Рис. 11. Спутник для военной системы связи IDCSP. 1 - приемо-передающая антенна; 2 - фильтр в передающем устройстве; 3 - переключатель волновода; 4 - смеситель в передающем устройстве; 5 - усилитель промежуточной частоты; 6 - сопло для раскрутки спутника; 7 - умножитель частоты (в 11 раз); 8 - баллон со сжатым азотом; 9 - антенна телеметрического передатчика; 10 - панель для монтажа электронного оборудования; 11 - усилитель на ЛБВ; 12 - солнечные элементы; 13 - элемент конструкции. Рис. 12. Спутник ATS-1 (ATS-B). Рис. 13. Ракета «Аджена D» (GAT). 1 - основной двигатель; 2 - сопло системы ориентации; 3 - баллоны со сжатым азотом для сопел (2); 4 - вспомогательный двигатель; 5 - корпус ракеты; 6 - датчик горизонта; 7 - стыковочный насадок. Рис. 14. Аппарат ATDA в полете (снимок из кабины спутника «Джемини IX»). 1- отсек батарей; 2- отсек двигателей системы ориентации; 3 - отсек электронного оборудования; 4 - держатель с ловушками; 5 - дипольная антенна радиолокационного ответчика; 6 - обтекатели, прикрывающие взрывные болты; 7 - секция носового обтекателя; 8 - стыковочный насадок; 9 -крепления на бандаже (10); 10 - бандаж, стягивающий секции обтекателя; 11 - пружинные устройства для отбрасывания секций обтекателя. Рис. 15. Спутник «Лэни Бёрд I». Рис. 16. Космический аппарат «Сервейер I», 1- панель с солнечными элементами; 2 - остронаправленная антенна; 3 - датчик звезды Канопус; 4 - панорамная телевизионная камера; 5 - всенаправленная антенна; 6 - баллон с гелием для подачи топлива в верньерные двигатели; 7 - вспомогательная батарея; 8 - баллон со сжатым азотом для управляющих реактивных сопел системы ориентации; 9 - тормозной РДТТ; 10 - антенна радиолокатора AMR; 11 - опора посадочного шасси; 12 - верньерный ЖРД; 13 - антенна допплеровского радиолокатора; 14 - контейнер с электронным оборудованием. Рис. 17. Космический аппарат «Пионер VII» (технологический разъем). 1 - антенна с низким коэффициентом усиления; 2 - антенна с высоким коэффициентом усиления; 3 - магнитометр; 4 - элемент крепления антенны 2; 5 - солнечный датчик; 6 - конструкция для крепления солнечных датчиков; 7 - солнечный датчик; 8 - антенна; 9 - монтажная полка; 10 - управляющее реактивное сопло; 11 - жалюзи; 12 - баллон со сжатым азотом; 13 - конструкция для крепления к ракете; 14 - элемент крепления; 15 - солнечные элементы; 16, 17, 21 - солнечные датчики; 18 - теплозащитный экран; 19 - устройство для демпфирования либрации; 20 - корпус аппарата; 22 - днище корпуса (с теплоизоляцией). Рис. 18. Выход космонавта в открытый космос. А. Космонавт открывает люк и переносит в кабину держатель с ловушками. Б. Космонавт, пользуясь поручнями, перемещается к вспомогательному отсеку спутника. В. Космонавт закрепляется в «седле» ранцевой установки AMU. 1 - крышка люка; 2 - держатель с ловушками; 3 - поручень; 4 - установка AMU; 5 - фал.

Искусственные спутники земли, выведенные на орбиты в 1966г.

№ п/п	Название спутника	Ракета-носитель	Дата за- пуска	Вес спутни- ка, кг	Элементы начальной орбиты			Началь- ный период обраще- ния, мин
					перигей , км	апогей, км	наклоне- ние к пло- скости эк- ватора, град
1 2	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	19.01	... ...	150 148	269 196	93,86 93,80	88,72 87,60
3 4 5 6	Секретный Секретный ESSA-I («Тирос-ХI») Секретный	«Скаут» «Торад-Аджена D» «Тор- Дельта» «Торад-Аджена D»	28.01 02.02 03.02 09.02	... ... 138 ...	861 185 702 509	1215 428 845 512	89,78 75,05 97,91 82,09	105,99 90,64 100,35 94,83
7 8 9	Секретный Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	15.02	... ... ...	148 118 148	293 256 214	96,54 96,48 96,50	89,00 88,10 88,60
10 11 12 13 14	«Диапазон IA» ESSA2 Секретный «Аджена VIII» «Джемини VIII»	«Диамант» «Торад-Дельта» «Торад-Аджена D» «Атлас-Аджена D» «Титан II» (запуск GT-8)	17.02 28.02 09.03 16.03 16.03	19 138 ... 3175 3630	501 1356 177 283 159	2736 1418 433 298 266	34,04 101,00 75,03 28,88 28,91	118,51 113,57 90,59 90,20 88,60
15 16	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	18.03	... ...	163 137	307 235	100,95 100,90	89,30 88,20
17	Секретный	«Скаут»	26.03	...	892	1128	89,73	105,37
18 19	OV-I-4 OV-I-5	«Атлас D»3	30.03	87,50 105,2	877 996	1011 1048	144,53 144,66	103,85 105,48
20 21 22 23 24 25	Секретный Секретный «Сервейер» (модель) ОАО-1 Секретный OV-3-1	«Тор-Алтэр» «Тор- Аджена» «Атлас-Кентавр» (запуск АС-8) «Атлас-Аджена» «Атлас-Аджена» «Скаут»	31.03 07.04 08.04 08.04 19.04 22.04	... ... 785 1769 ... 69	632 193 174 792 145 351	932 312 333 806 398 5736	98,60 75,06 30,71 35,03 116,95 82,47	100,56 89,56 89,50 100,71 89,94 151,81
26 27	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	14.05	...	134 518	357 558	110,55 109,94	89,40 95,39
28 29 30 31 32 33	«Нимбус-II»2 Секретный Секретный «Эксплорер XXXII» (АЕ-В) ATDA «Джемини IX»	«Торад-Аджена В» «Скаут» «Торад-Аджена D» «Тор-Дельта» «Атлас D» «Титан II» (запуск GT-9)	15.05 19.05 24.05 25.05 01.06 03.06	408 ... ... 225 794 3680	1104 861 174 283 298 270	1178 980 253 2720 300 277	100,35 90,00 66,02 64,66 28,88 28,86	108,15 103,48 88,75 116,03 90,50 89,80
34 35	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	03.06	... ...	145 121	288 221	87,02 87,00	88,80 88,30
36	OGO-III	«Атлас-Аджена В»	07.06	515	288	121344	30,90	2907,84
37 38 39	Секретный «Секор VI» (EGRS-VI) ORS-2 (ERS-16)	«Атлас-Аджена D»	09.06	... 18,1 5,4	185 171 177	3550 3631 3594	90,04 90,05 90,02	124,30 125,02 124,70
40	OV-3-4	«Скаут»	10.06	81,6	642	4731	40,80	142,98
41 42 43 44 45 46 47 48	GGTS IDGSP-1 IDGSP-2 IDGSP-3 IDGSP-4 IDGSP-5 IDGSP-6 IDGSP-7	Титан IIIС (4-й запуск)	16.06	47,2 45,4 45,4 45,4 45,4 45,4 45,4 45,4	33661 33673 33677 33687 33704 33703 33721 33723	33861 33877 33902 33939 34006 34101 34205 34346	0,104 0,086 0,081 0,121 0,183 0,042 0,058 0,040	1334,20 1334,60 1335,30 1336,50 1338,60 1340,90 1344,00 1347,60
49 50 51 52 53	Секретный «Пагеос I» «Эксплорер XXXIII» (IMP-D) «Сатурн SA-203» Секретный	«Торад-Аджена D» «Торад-Аджена D» «Торад-Дельта» «Сатурн IB» «Атлас-Аджена D»	21.06 24.06 01.07 05.07 12.07	... 56,7 93,44 265505 ...	208 4233 30532 183 137	286 4260 494230 212 236	80,08 87,17 29,00 31,98 95,52	89,45 181,46 19488 88,31 88,25
54	OV-1-8 OV-1-7	«Атлас D»3	14.07	33,66	998	1013	144,27	105,12
					на орбиту не вышел
55 56 57 58 59	«Аджена X» «Джемини X» Секретный OV-3-3 Секретный	«Атлас-Аджена D» «Титан II» (запуск GT-10) «Титан IIIB» (1-й запуск) «Скаут» «Торад-Аджена D»	18.07 18.07 29.07 04.08 09.08	3260 3760 ... 75 ...	290 165 158 360 194	296 274 250 4492 287	28,85 28,85 94,12 81,44 100,12	90,28 88,80 88,58 137,01 89,35
60 61	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	16.08	... ...	146 510	358 525	93,24 93,17	89,58 94,99
62	Секретный	«Скаут»	18.08	...	1056	1101	88,86	106,85
63 64 65	Секретный Секор VII (EGRS-VII) ORS-I (ERS-15)	«Атлас-Аджена D»	19.08	... 20,4 5,0	3680 3680 3670	3700 3700 3702	90,07 90,11 90,11	167,59 167,59 167,56
66 67 68	«Аджена XI» «Джемини XI» Секретный	«Атлас-Аджена D» «Титан II» (запуск GT-11) «Тор-Бёрнер 2»	12.09 12.09 16.09	~3000 3800 ...	289 161 705	298 280 891	28,83 28,83 98,46	90,30 88,78 100,86
69 70	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	16.09	... ...	148 460	333 501	93,98 94,06	89,37 94,25
71 72 73	Секретный Секретный ESSA-III	«Торад-Аджена D» «Титан IIIB» (2-й запуск) «Торад-Дельта»	20.09 28.09 02.10	... ... 145	188 151 1383	438 296 1493	85,13 93,98 101,06	90,87 89,01 114,60
74 75	Секретный Секор VIII (EGRS-VIII)	«Атлас-Аджена D»	05.10	... 20,5	3682 3676	3702 3706	90,20 90,19	167,63 167,63
76 77	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	12.10	... ...	155 155	287 287	90,96 90,96	89,00 89,00
78 79 80	«Сервейер» (модель) «Лэни Бёрд I» OV-3-2	«Атлас-Кентавр» (запуск АС-9) «Торад-Дельта» «Скаут»	26.10 26.10 28.10	771,0 877 ~80	173 3422 320	472590 37533 1600	29,90 17,22 81,97	... 730,00 104,13
81 82	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена D»	02.11	... ...	159 208	305 324	90,96 91,00	89,20 89,86
83 84 85 86	OV-4-3 OV-4-1T OV-4-1R OV-1-6 «Джемини B»	«Титан IIIC» (6-й запуск)	03.11	9160 (общий)	298 294 291 290 на	305 321 298 295 орбиту	32,82 32,83 32,84 32,84 не	90,42 90,59 90,30 90,27 выводился
87 88 89 90 91	Секретный «Аджена XII» «Джемини XII» Секретный ATS-I (ATS-B)	«Торад-Аджена D» «Атлас-Аджена D» «Титан II» «Атлас-Аджена D» «Атлас-Аджена D»	08.11 11.11 11.11 05.12 07.12	... 3265 3760 ... 351,58	172 295 161 137 35826	318 301 281 388 36856	100,08 28,88 28,88 104,63 0,23	89,42 90,35 88,78 89,77 1465,89
92 93	OV-1-9 OV-1-10	«Атлас D»3	11.12	~100 ~100	473 640	4830 769	99,14 93,43	142,78 98,00
94 95 96	Секретный «Биос I» («Биоспутник А») Секретный	«Титан IIIB» (3-й запуск) «Торад-Дельта» «Торад-Аджена D»	14.12 14.12 29.12	... 4269 ...	138 295 486	369 309 496	109,56 33,51 75,03	89,58 90,44 94,41

¹ Французский спутник, запущен французской ракетой-носителем. ² Выведен на солнечно-синхронную орбиту (см. Ежегодник БСЭ 1966 г. - описание спутника «Тирос IX»). ³ Ракета запускается по баллистической траектории, на ней установлен контейнер со спутниками. На траектории спутники отделяются и затем выводятся на орбиты при помощи пристыкованных к ним РДТТ (см. Ежегодник БСЭ 1966 г.- описание спутника OV-1-2). ⁴ Включая вес научных приборов -9 кг и вес двигателя 36,3 кг.⁵ Включая вес неизрасходованного топлива: жидкого водорода - 9 т и жидкого кислорода ~ 1,4 т . ⁶ Вес сетчатого каркаса, используемого в качестве ретранслятора. ⁷ После выгорания топлива бортового РДТТ. ⁸ Вес на орбите (после выгорания топлива бортового РДТТ); стартовый вес 703 кг. ⁹ Общий вес выведенных на орбиту спутника и переходника (181 кг). Космические аппараты

В 1966 г. в США запущены 5 космических аппаратов: два - типа «Сервейер», два - типа «Лунар орбитер» и один - типа «Пионер». Разрабатываются под руководством NASA.

Программа «Сервейер». Основное назначение космических аппаратов «Сервейер» - исследование участка лунной поверхности, ограниченной координатами 5° с. ш., 5° ю. ш., 45° з. д., 45° в. д., который намечается для посадки лунной кабины космического корабля Аполлон. Программой предусматривалось запустить 7 экспериментальных аппаратов Сервейер (SC-I...... SC-7)*, предназначенных в основном для отработки мягкой посадки и получения телевизионных изображений поверхности Луны. В 1966 г. запущены два аппарата. После экспериментальных планировалось запустить три отработанных аппарата, оснащенных научными приборами для исследования Луны. Однако 14 декабря NASA объявило, что эти аппараты создаваться не будут и для выполнения программы будет достаточно оставшихся пяти экспериментальных аппаратов. Высота аппаратов-3 м, диаметр описанной вокруг опор посадочного шасси окружности - 4,27 м. Аппараты запускаются с мыса Кеннеди ракетами-носителями «Атлас-Кентавр», схема полета показана на рис. 3.

* До выхода на орбиту эти аппараты называются «Сервейер А»... «Сервейер G».

«Сервейер I» («Сервейер А»). Основные задачи полета - испытания ракеты-носителя; систем, обеспечивающих коррекцию траектории; системы мягкой посадки на Луну; а также системы связи с аппаратом. Вес аппарата (рис. 16) при старте составлял 995 кг , после посадки на Луну (т. е. после отделения тормозного РДТТ и выработки запасов топлива для верньерных ЖРД и сжатого азота для управляющих реактивных сопел) - 283 кг. На каркасе аппарата, изготовленного из алюминиевых труб, смонтированы: две конические всенаправленные антенны на стержнях длиной 1,4 м, которые развертываются после вывода аппарата на траекторию полета к Луне; мачта, на которой монтируются остронаправленная антенна и панель с солнечными элементами; два контейнера (А и В) с электронным оборудованием. В контейнере А размещены два приемника, два передатчика, основная батарея и различное оборудование системы электропитания, в контейнере В - декодирующее устройство и другое оборудование командной системы; тормозной РДТТ тягой 3,6-4,5 т (зависит от температуры топливного заряда). Вес снаряженного двигателя 624,6 кг, неснаряженного - 64 кг; три верньерных ЖРД с регулируемой тягой (14-47 кг), работающих на самовоспламеняющемся топливе; трехножное посадочное шасси с алюминиевыми опорами сотовой конструкции; амортизационные блоки сотовой конструкции, которые в момент посадки разрушаются.

Энергетическое оборудование - 3960 солнечных элементов (89 вт), смонтированных на панели и две серебряно-цинковые батареи: основная (3800 вm-час ), подзаряжаемая солнечными элементами, и вспомогательная (800-1000 вт-час). Ориентацию панели на Солнце обеспечивает специальное устройство ASPP*

Рис. 3. Траектория полета космических аппаратов «Сервейер». 1 - запуск; 2 - вывод на траекторию полета к Луне; 3 - захват аппарата станцией слежения системы DSN (DSIF); 4 - ориентация относительно Солнца; 5 - захват звезды Канопус (примерно через 6 час. после запуска); 6 - коррекция траектории (примерно через 15 час. после запуска); 7 - вторичная ориентация на солнце и захват звезды Канопус; 8 - маневры на участке подлета перед включением тормозного РДТТ; 9 - включение тормозного РДТТ (примерно за 30 мин. до посадки), 10 - выключение тормозного РДТТ ~10,5 км от Луны) и спуск с использованием верньерных ЖРД; 11 - мягкая посадка на Луну.

Радиооборудование - два приемника (один запасной), два передатчика (один запасной), две всенаправленные и одна остронаправленная антенны. Рабочая частота передатчиков 2295 Мгц. Скорость передачи 17,2; 137,5; 550; 1100 или 4400 двоичных единиц в сек.

Система ориентации и управления полетом - основной и вспомогательный солнечные датчики, датчик звезды Канопус, инерциальный блок, радиолокатор AMR** (установлен перед соплом тормозного РДТТ и после его включения отбрасывается струей газов), радиолокационный альтиметр, допплеровский радиолокатор, управляющие реактивные сопла системы ориентации (работают на сжатом азоте, установлены попарно на «ногах» шасси) и программно-временное устройство.

Панорамная телевизионная камера предназначена для получения изображений после посадки на Луну. Круговое горизонтальное сканирование обеспечивается поворотом головки камеры, вертикальное - подвижным зеркалом. Передача на Землю изображений с разверткой 200 строк ведется с помощью всенаправленной антенны, с разверткой 600 строк - остронаправленной антенны. Помимо панорамной на аппарате установлена подлетная камера, однако ее включение не планировалось.

Слежение за аппаратом осуществляли 4 станции в системе DSN*** (DSIF) «Пионер» и «Марс» в Голдстоне (шт. Калифорния), в Йоханнесбурге (ЮАР), в Тидбинбилла близ Канберры (Австралия). Информация от этих станций поступала в координационно-вычислительный Центр в Пасадене (шт. Калифорния).

* Antenna Solar Panel Positioner - установщик антенны и панели с солнечными элементами. ** Altitude Marking Radar - радиолокатор, регистрирующий высоту. *** Deep Spaсе Network - сеть (станций слежения) дальнего космоса.

Ракета-носитель «Атлас-Кентавр» (запуск АС-10****) с космическим аппаратом была запущена 30 мая в 14 час, 41 мин. 09 сек. Скорость аппарата в момент отделения от второй ступени составляла 10555 м/сек, Коррекция траектории была проведена 31 мая с помощью верньерных двигателей. За 34 мин. до расчетного времени включения тормозного РДТТ началась ориентация аппарата, ось РДТТ была совмещена с вектором скорости. РДТТ и верньерные ЖРД работали в соответствии с программой, вертикальная составляющая скорости к моменту посадки составляла 3-3,6 м/сек. Аппарат совершил посадку на Луне 2 июня в 6 час. 17 мин. 37 сек. в Океане Бурь в точке с координатами 2,49° ю. ш. и 43,32° з. д. После посади началась передача на Землю изображений сначала с разверткой 200 строк, затем, после ориентации (с помощью установщика ASPP) остронаправленной антенны на Землю, - с разверткой 600 строк. Передача велась со 2 до 8 июня ежедневно в те периоды (9-10 час.), когда аппарат находился в зоне видимости станции слежения «Пионер». Лунный терминатор прошел через место посадки аппарата 14 июня в 15 час. 39 мин. (начался ночной период), передача изображений прекратилась в 16 час. 18 мин. До этого момента на Земле было получено 10388 изображений, а на аппарат передано ~ 100000 команд. Последняя телеметрическая информация от аппарата была получена 16 июня в 20 час. 30 мин. После этого все оборудование аппарата было выключено за исключением двух приемников. Установить связь с аппаратом удалось 6 июля, а 14 июля она внезапно прекратилась, За это время было получено еще 849 изображений.

В конце июля все работы, связанные с аппаратом «Сервейер I», были официально прекращены. Однако, как сообщило агентство ЮПИ, 6 января 1967 г. с аппаратом был проведен 12-часовой сеанс связи. * Первая ракета, предназначенная для доставки космического аппарата на Луну. О запусках экспериментальных ракет см. в разделе ИСЗ.

«Сервейер II» («Сервейер В»). По назначению и устройству аналогичен аппарату «Сервейер I», Должен был совершить мягкую посадку в районе Sinus Medii. Через несколько часов после посадки и передачи первых изображений (развертка 200 строк) включаются верньерные ЖРД, чтобы несколько сместить аппарат и произвести затем съемку места посадки. После этого подается команда на передачу изображений с разверткой 600 строк. Ракета «Атлас-Кентавр» (запуск АС-11) с космическим аппаратом была запущена 20 сентября в 12 час. 32 мин. Через 16 часов, когда аппарат находился в ~ 163 тыс. км от Земли, была предпринята попытка провести коррекцию траектории. Однако один из трех верньерных ЖРД не включился, и аппарат начал беспорядочно вращаться. Попытки стабилизировать аппарат с помощью системы ориентации окончились неудачей. 22 сентября с этой целью был включен тормозной РДТТ, который несколько снизил скорость вращения. Однако через 30 сек. связь с аппаратом была потеряна. Полагают, что аппарат упал на Луну 23 сентября в 3 час. 18 мин. в районе, расположенном к юго-востоку от кратера Коперник.

Программа «Лунар орбитер». (LOPP*). Предусматривает запуски (с трехмесячными интервалами) пяти космических аппаратов «Лунар-орбитер». Основное назначение аппаратов - фотографирование с орбиты участков поверхности Луны с целью определения их пригодности для посадки лунной кабины космического корабля «Аполлон», а также отработка системы вывода аппаратов на селеноцентрическую орбиту.

* Lunar Orbital Photographic Project - проект лунного орбитального аппарата с фотооборудованием.

«Лунар орбитер I» («Лунар орбитер А»). При запуске, кроме основной задачи, предусматривалось проведение исследований радиационной и метеорной обстановки у Луны и изучение ее гравитационного поля. Вес аппарата (рис. 4) 386 кг, высота 1,68 л, размах по антеннам 5,61 м, по панелям с солнечными элементами - 3,96 м. На борту аппарата смонтированы: двухкамерная фотоустановка (съемка производится одновременно обеими камерами; при съемке с номинальной высоты - 46 км, камера 1 обеспечивает разрешающую способность 8 м, камера 2 - 1 м); энергетическая установка, включающая 10856 солнечных элементов (330 вт), и аккумуляторную батарею (12 а-час); система ориентации и стабилизации, включающая инерциальный блок (3 гироскопа), солнечные датчики, датчики звезды Канопус и управляющие реактивные сопла, работающие на сжатом азоте; бортовой ЖРД тягой 45 кг (на самовоспламеняющемся топливе), предназначенный для коррекции траектории на ее среднем участке, вывода аппарата на селеноцентрическую орбиту и перевода с одной селеноцентрической орбиты на другую; программно-временное устройство (ПВУ), куда вводятся команды с Земли (ПВУ должно использоваться во время полета аппарата над невидимой стороной Луны); два передатчика: один мощностью 0,5 вт, другой - 10 вт; всенаправленная антенна для приема команд, траекторных измерений и передачи телеметрических данных; остронаправленная антенна (ширина диаграммы направленности 10°) для передачи изображений.

Рис. 4. Космический аппарат «Лунар орбитер 1». 1 - теплозащитный экран; 2 - солнечный датчик грубой ориентации; 3- бак окислителя; 4 - несущая конструкция; 5 - детектор метеорных частиц; 6 - программно-временное устройство; 7- всенаправленная антенна; 8 - датчик звезды Канопус; 9- инерциальный блок; 10 - фотоустановка; 11 - платформа для монтажа оборудования; 12 - панель с солнечными элементами; 13 - объективы камер; 14 - теплоизолярующая крышка объективов; 15 - остронаправленная антенна; 16 - бак горючего; 17 - управляющие реактивные сопла системы ориентации; 18 - бортовой ЖРД; 19 - привод антенны 15; 20 - усилитель на ЛБВ; 21 - декодирующее устройство; 22 - кодирующее устройство и мультиплексор; 23 - аккумуляторная батарея; 24 - передатчик; 25 - оборудование энергетической системы.

Ракета-носитель «Атлас-Аджена D» была запущена 10 августа в 19 час. 26 мин., вторая ступень с аппаратом вышла на промежуточную геоцентрическую круговую орбиту высотой 185 км и обращалась по ней 28 мин., затем ее двигатель был включен вторично и она, выведя аппарат на траекторию полета к Луне, отделилась. Первая коррекция была проведона 11 августа, от второй коррекции отказались. 14 августа с помощью бортового ЖРД аппарат вышел на селеноцентрическую орбиту с периселением 188 км, апоселением - 1865 км и наклонением к плоскости лунного экватора 12,20°; период обращения 217,2 мин. 18 августа началось фотографирование полосы лунной поверхности шириной ~ 150 км. Съемка производилась в период прохождения периселения, было сделано 20 пар снимков, которые передавались на Землю с 18 по 21 августа. 21 августа был снова включен бортовой ЖРД, и аппарат перешел на расчетную орбиту с периселением 58 км, апоселением 1847 км и наклонением 12,32°. 22 августа проводилось фотографирование участков лунной поверхности. Вследствие неисправности устройства для компенсации сдвига изображений снимки, сделанные с помощью камеры 2, получались смазанными. 25 августа бортовой ЖРД был включен снова и перевел аппарат на орбиту с периселением 39,6 км. Съемка с меньшей высоты, однако, не улучшила качество снимков. Фотографирование закончилось 29 августа, было сделано 215 пар снимков. Помимо снимков лунной поверхности, на Землю были переданы также два снимка Земли, сделанные 23 и 24 августа. Согласно расчетам, аппарат примерно через полгода должен был упасть на Луну, а до этого момента слежение за ним и прием от него телеметрической информации должны продолжаться. Однако 29 октября по команде с Земли был включен бортовой ЖРД, аппарат сошел с орбиты и, согласно расчетам, упал на невидимую сторону Луны. Сообщалось, что это было сделано для того, чтобы поступающие от него сигналы не помешали связи с аппаратом «Лунар орбитер В», запуск которого был запланирован на 6 -12 декабря.

«Лунар орбитер II» («Лунар орбитер В»). По назначению и устройству аналогичен аппарату «Лунар орбитер I», за исключением нескольких незначительных изменений, учитывающих опыт, полученный при первом полете; в частности, модифицировано устройство для компенсации сдвига изображения. Ракета-носитель «Атлас-Аджена D» была запущена 6 ноября в 23 час. 21 мин., ее вторая ступень с аппаратом вышла на круговую геоцентрическую орбиту высотой - 180 км и обращалась по ней 11,5 мин., затем двигатель ступени был включен вторично, она вместе с аппаратом вышла на траекторию полета к Луне (V= 10912 м/сек) и отделилась; на аппарате развернулись антенны и панели с солнечными элементами. Для слежения за аппаратом использовались станции системы DSIF*. На основании результатов траекторных измерений было решено провести только одну коррекцию траектории, которая и была выполнена 8 ноября. 10 ноября в 20 час. 26 мин. был включен бортовой ЖРД, который снизил скорость аппарата до 1,2 км/сек и вывел его на селеноцентрическую орбиту с периселением ~ 210 км, и апоселением ~ 1850 км.

15 ноября бортовой двигатель был включен снова и перевел аппарат на орбиту с периселением ~ 46 км, апоселением 1858 км и наклонением к плоскости лунного экватора 11,88°; период обращения 208,5 мин. В этот день было зарегистрировано столкновение с метеорной частицей**. 18 ноября началось фотографирование и были получены снимки всех 13 намеченных участков лунной поверхности. Дополнительно были сфотографированы некоторые другие участки, а также южная часть обратной стороны Луны. Всего было сделано по 211 снимков каждой камерой. Передача их на Землю продолжалась до 6 декабря, когда отказал бортовой передатчик (10 вт). К этому времени на Землю было передано 206 пар снимков. Снимки предварительно изучаются в Центре Лангли и наиболее интересные из них направляются для детального анализа в Центр MSC***, ответственный за выбор участка для посадки лунной кабины корабля «Аполлон». Результаты анализа докладываются д-ру Мюллеру, заместителю директора NASA по пилотируемым полетам. По заявлению американских ученых снимки позволяют сделать предварительный вывод, что некоторые участки Луны могут оказаться пригодными для посадки. 8 декабря аппарат был переведен на новую орбиту с периселением 44 км, апоселением 1883 км и наклонением 17,5°; период обращения 210 мин.

*Deep Space Instrumentation Facility - приборное оборудование для дальнего космоса. ** Отмечается, что «Лунар Орбитер II» -первый американский космический аппарат, зарегистрировавший такое столкновение. *** Manned Spececraft Center - Центр по разработке пилотируемых космических аппаратов.

«Пионер VII» («Пионер В»). По конструкции и бортовому оборудованию аналогичен космическому аппарату «Пионер VI» («Пионер А», см. Ежегодник БСЭ 1966 г.), имеются лишь незначительные различия в конструкции магнитометра и детектора космических лучей. Вес аппарата (рис. 17) 63,5кг. Согласно программе, он выводится на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 1,01 астрономической единицы и афелием 1,1 астрономической единицы. В первые два месяца полета информация с аппарата передается со скоростью 512 двоичных единиц в сек., а через 6 месяцев должна быть снижена до 8 двоичных единиц в сек. и оставаться неизменной до конца активного существования аппарата (предположительно 6-24 месяца). До расстояния 96,5 млн. км слежение за аппаратом будут осуществлять станции системы DSJF, оснащенные антеннами с отражателем диаметром 26 м, а затем станция в Голдстоне с антенной (отражатель диаметром 63 м), обеспечивающей связь с аппаратом на расстоянии до 210 млн. км. Аппарат был запущен 17 августа и вышел на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 1,01 астрономической единицы (~ 151 млн. км), афелием - 1,125 астрономической единицы ( ~ 168 млн. км) и наклонением к плоскости эклиптики 0,097°. Период обращения по орбите 402,9 суток. Предполагается запустить еще 3 таких аппарата.

Лит.: «Flight», «Aviation Week», «Technology Week», «Missile. Space Daily», Interavia Air Letter», «Electronic News», NASA Release.