вернёмся в список?

КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ,
ВЫПОЛНЕННЫЕ В СОВЕТСКОМ СОЮЗЕ в 1974 г.

В 1974 году состоялись запуски долговременных орбитальных научных станции «Салют-3» и «Салют-4», пилотируемых космических кораблей «Союз-14». «Союз-15», «Союз-16», искусственных спутников Земли (ИСЗ) научного и прикладного назначения, автоматических станции (АС) для исследования Луны — «Луна-22» и «Луна-23»; проведены комплексные исследования планеты Марс автоматическими станциями «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6» и «Марс-7», запущенными в 1973 г.

Орбитальные научные станции «Салют»
и пилотируемые корабли «Союз»

Станция «Салют-3», корабли «Союз-14», «Союз-15». Станция «Салют-3» представляет собой космический аппарат, созданный для проведения на орбите ИСЗ широкого комплекса научно-технических, медико-биологических и народнохозяйственных исследований и экспериментов. Предусмотрено функционирование станции как в автоматическом, так и в пилотируемом режимах. Экипаж на борт станции доставляется транспортным кораблем «Союз». Общий вес станции после стыковки с кораблем «Союз» св. 25 т, объем герметичных помещений — ок. 100 м³. Максимальный диаметр станции — 4,15 м, общая длина станции и корабля в состыкованном состоянии — 23 м.

Конструктивно станция «Салют-3» состоит из герметичного блока и негерметичного отсека двигательных установок. Герметичный блок делится на зоны: рабочую, бытовую, приборную, переходную и разделен с помощью «пола» на «верхнюю» — обитаемую часть и «нижнюю» — аппаратурную.

Из рабочей зоны ведется управление основными системами станции. В передней части зоны размещены пульты управления и контроля всех систем станции, пульт пилота с отображением текущих координат станции, индикатор пространственного положения с ручкой управления ориентацией станции, оптический визир и панорамное обзорное устройство для наблюдения за Землей, оптическое устройство кругового обзора. Здесь же размещены средства связи, телевизионная аппаратура и бортовая информационно-поисковая система, позволяющая экипажу за короткое время получить информацию по интересующей его системе. Рабочая зона оборудована средствами фиксации космонавтов. Бытовая зона служит для отдыха, сна, приема пищи и проведения некоторых медико-биологических экспериментов. У одного борта в этой зоне расположен стол с приспособлениями для фиксации продуктов питания и столовых приборов. Здесь же находятся подогреватели пищи, краны холодной и горячей воды. У другого борта установлен шкаф с медицинским и научным оборудованием. В шкафу находятся также магнитофон с фонотекой, радиоприемник, книги, письменные принадлежности и т. п. Контейнеры с запасами пищи вписаны в интерьер бытовой части станции и образуют специальные хранилища. В торцовых частях размещены спальные места космонавтов. Для управления системами жизнеобеспечения, освещения, связи над столом смонтирован пульт. В приборной зоне установлен комплексный тренажер, который состоит из «бегущей дорожки», системы амортизаторов и эспандеров, позволяющих космонавтам получать разнообразные физические нагрузки. Здесь же расположено устройство для удаления отходов жизнедеятельности экипажа, туалетный шкаф с предметами личной гигиены. В переходной зоне находятся стыковочный агрегат и системы, служащие для обеспечения стыковки транспортного корабля со станцией. Через эту зону космонавты переходят на борт станции и обратно. Для фиксации космонавтов на рабочих местах имеются различные средства: привязные ремни на креслах, скобы для фиксации стоп, пояса, застежки и т. п. Для облегчения передвижения космонавтов установлены поручни и лееры.

В отсеке двигательных установок размещены двигатели коррекции и стабилизации, баки с запасами топлива, баллоны со сжатым газом, агрегаты управления. Снаружи герметичного блока и отсека двигательных установок размещены панели радиационных теплообменников системы терморегулирования, панели солнечных батарей, антенны системы стыковки, датчики системы ориентации, часть научных приборов, световые индексы для ручной стыковки.

Система электропитания включает в себя поворотные панели солнечных батарей, которые, поворачиваясь относительно корпуса станции, могут устанавливаться под оптимальным углом по отношению к Солнцу, что обеспечивает получение максимальной электроэнергии. При этом не теряется заданная ориентация станции в пространстве. Результаты проводимых на станции исследований и экспериментов передаются на Землю по радиотелеметрической системе, доставляются экипажем транспортного корабля или автоматически возвращаемым аппаратом.

Орбитальная научная станция «Салют-3» была запущена 25 июня с космодрома Байконур. Целью полета станции являлась дальнейшая отработка усовершенствованной конструкции станции, а также бортовых систем, аппаратуры и проведение научно-технических исследований и экспериментов в пилотируемом и автоматическом режимах полета. 3 июля в 21 час 51 мин на орбиту ИСЗ был выведен космический корабль «Союз-14», пилотируемый экипажем в составе командира корабля П. Р. Поповича и борт-инженера Ю. П. Артюхина. 5 июля после стыковки корабля «Союз-14» со станцией «Салют-3» и перехода космонавтов в помещение станции в околоземном космическом пространстве стала функционировать орбитальная пилотируемая станция «Салют-3».

Процесс стыковки проводился в два этапа. На участке дальнего сближения управление кораблем «Союз-14» осуществлялось автоматически с помощью бортовых средств. С расстояния 100 м сближение и причаливание корабля к станции проводились экипажем. После стыковки космонавты проверили бортовые системы станции и параметры микроклимата, открыли внутренний люк-лаз и перешли в помещение станции. Параметры траектории движения станции 5 июля составляли: высота в апогее — 276 км, высота в перигее 265 км, наклонение орбиты 51,6°, период обращения 89,7 мин.

В течение первого и второго рабочих дней на борту орбитальной станции «Салют-3» экипаж проводил работы по расконсервации станции и проверке бортовых систем и научной аппаратуры. В этот период было осуществлено также полное электрокардиографическое обследование космонавтов. Затем экипаж приступил к выполнению программы научно-технических исследований и экспериментов, которая включала изучение геолого-морфологических объектов земной поверхности, атмосферных образований и явлений, исследование физических характеристик космического пространства, медико-биологические исследования по изучению влияния факторов космического полета на организм человека и определение рациональных режимов работы экипажа, испытание усовершенствованной конструкции станции, а также бортовых систем и аппаратуры.

Во время 15-суточного полета космонавты Попович и Артюхин, выполняя программу фотографических работ, проводили съемку характерных геолого-морфологических образований на земной поверхности. Для осуществления комплексного фотографического эксперимента на борту станции было установлено несколько фотоаппаратов, оснащенных различными сменными объективами, пленками (черно-белая, цветная, спектро-зональная) и светофильтрами. Одновременно со съемками, проводившимися на борту «Салюта-3», с целью отработки дешифрирования космических снимков, осуществлялось фотографирование тех же объектов с самолетов и непосредственные наблюдения на Земле.

Космонавты выполняли съемку ряда участков территории СССР, в т. ч. районов Средней Азии, Памира, Кавказа, а также Каспийского моря. Полученные снимки отдельных районов земной поверхности в различных зонах спектра электромагнитного излучения предназначены для изучения геологических структур с целью выявления территорий, перспективных на поиск полезных ископаемых; выявления и учета земель, подверженных засолению; исследования перспективных почвенных ресурсов; изучения состояния и прогнозирования движения ледников; контроля агромелиоративных мероприятий; учета лесных ресурсов; изучения динамики изменения береговой линии моря, а также для решения других народнохозяйственных задач.

Экипаж орбитальной станции осуществлял наблюдения и съемку облачного покрова планеты, образования тайфунов и циклонов, в т. ч. над акваторией Атлантического океана, где в период полета станции проводились комплексные исследования глобальных атмосферных процессов по международной программе «Тропэкс-74». Одновременно с этим проводилась съемка того же района метеорологическим ИСЗ «Метеор».

Космонавты Попович и Артюхин провели спектрографирование отдельных типов природных образований на поверхности Земли. Получены спектры различных типов растительности, почв, полей, с.-х. культур, долин рек, озер, участков поверхности Мирового океана. Эти данные являются основой для детального изучения особенностей спектров отражения и разработки методики глобальной оценки и контроля за состоянием природной среды. Выполнялись исследования физических свойств атмосферы в различных областях спектра. Проводились наблюдения ночного, сумеречного и дневного горизонтов с целью изучения динамики развития оптических явлений в атмосфере при ее взаимодействии с солнечным излучением. При этом основное внимание уделялось выявлению структурных особенностей излучения верхней атмосферы Земли. Осуществлялось спектрографирование дневного горизонта Земли и сумеречного ореола на заходе и восходе Солнца при различных углах его погружения за горизонт. Полученные экспериментальные данные предназначены для построения вертикальных профилей яркости атмосферы, которые необходимы для решения задач космической атмосферной оптики. Они позволяют также исследовать глобальное распределение газовых и аэрозольных компонентов. Проводились исследования поляризации солнечного света, отраженного земной поверхностью и атмосферой. В целях дальнейшего изучения процессов распределения и преобразования энергии в верхней атмосфере при различных условиях солнечной и геомагнитной активности с помощью специальной аппаратуры проводились исследования ночного и сумеречного свечений верхней атмосферы в одном из спектральных диапазонов.

Экипаж станции выполнил ряд технических экспериментов по отработке и испытанию усовершенствованных бортовых систем и аппаратуры космической лаборатории. В частности, проводилась работа с оптическим прибором наружного кругового обзора. Прибор позволяет осуществлять визуальные наблюдения за состоянием элементов конструкции станции, а также передавать получаемые изображения при помощи телевизионного устройства на Землю. Отрабатывались средства и методы радиосвязи с Землей, проходили испытания отдельные элементы усовершенствованной системы обеспечения жизнедеятельности.

С целью дальнейшей отработки средств и методов автономной навигации космических аппаратов проводилось фотографирование сумеречного и дневного горизонтов Земли, а также Луны и цикл измерений углового положения небесных светил относительно атмосферного пепельного слоя и горизонта. Проведены исследования в условиях невесомости по определению влияния различного рода колебаний на приборы, содержащие маятниковые устройства.

В полете космонавты выполнили большой объем медико-биологических исследований и экспериментов. С целью изучения реакции сосудистой системы головного мозга на воздействие невесомости проводилось исследование его кровенаполнения. Этот эксперимент представлял наибольший интерес в первые дни полета, когда отмечаются особенно ощутимые приливы крови к голове. При помощи многофункциональной аппаратуры «Полином-2М» космонавты проделали несколько циклов комплексных исследований сердечно-сосудистой системы. Были выполнены медико-биологические эксперименты по изучению гемодинамики в условиях невесомости. В ходе эксперимента получены данные, отражающие состояние кровообращения, скорости распространения пульсовой волны по артериям и позволяющие рассчитывать ударный и минутный объем сердца. Результаты обследования свидетельствовали о том, что функция кровообращения у обоих космонавтов не претерпела существенных изменений по сравнению с предполетным периодом. Аппаратура «Полином-2М» использовалась также для оценки и прогнозирования состояния и работоспособности экипажа. С этой целью были проведены функциональные пробы с применением дозированных физических нагрузок на комплексном тренажере. При этом регистрировалась частота пульса, дыхания, снимались электрокардиограмма и сейсмокардиограмма. Космонавты также взяли пробы капиллярной крови для лабораторного анализа на Земле.

Специальная медицинская аппаратура использовалась и при исследовании легочной вентиляции. В ходе эксперимента проводился забор проб выдыхаемого воздуха для лабораторного анализа в наземных условиях. Данный эксперимент позволял определить уровень энерготрат космонавтов в покое и при выполнении различных операций в условиях невесомости. По программе медицинских экспериментов определялась и степень адаптации вестибулярного аппарата к состоянию невесомости.

На борту станции находился микробиологический культиватор. Космонавты ежедневно проводили посевы культуры бактерий на питательную среду и контролировали функционирование биологического блока. Целью эксперимента являлось изучение особенностей развития бактерий в условиях невесомости.

Выполнив запланированную программу работ на борту пилотируемой станции «Салют-3», Попович и Артюхин подготовили транспортный корабль «Союз-14» к возвращению на Землю. В спускаемый аппарат корабля были перенесены материалы научных исследований, кассеты с фото- и кинопленкой, бортовые журналы. Затем космонавты перешли в корабль «Союз-14» и после закрытия внутреннего люка-лаза, соединяющего корабль и орбитальную станцию, заняли свои рабочие места в «Союзе-14».

19 июля в 12час3минкорабль «Союз-14» и станция «Салют-3» расстыковались и продолжали дальнейший полет раздельно. В 15час21минспускаемый аппарат корабля «Союз-14» с космонавтами Поповичем и Артюхиным плавно приземлился в 140кмю.-в. Джезказгана.

С 19 июля эксперименты на борту станции «Салют-3» проводились в автоматическом режиме. 26 августа был произведен запуск корабля «Союз-15». Корабль пилотировал экипаж в составе командира корабля Г. В. Сарафанова и бортинженера Л. С. Демина. В ходе двухсуточного полета космонавты выполняли эксперименты по отработке техники пилотирования корабля в различных режимах полета. В процессе маневрирования корабль «Союз-15» неоднократно сближался со станцией «Салют-3». Экипаж контролировал работу всех систем корабля, осуществлял наблюдение за этапами сближения со станцией, при сближении космического корабля со станцией проводил ее осмотр.(перевожу с советского: стыковка не удалась-Хл.) 28 августа после окончания работ на борту корабля «Союз-15» космонавты Сарафанов и Демин возвратились на Землю: в 23час 10минспускаемый аппарат корабля «Союз-15» совершил мягкую посадку в 48кмю.-з. Целинограда. Посадка проходила в ночных условиях. Поисково-спасательный комплекс в сложной метеорологической обстановке обеспечил быстрое обнаружение спускаемого аппарата и эвакуацию космонавтов.

23 сентября запланированная основная программа работ на борту научной станции «Салют-3» была полностью выполнена. В ходе 90-суточного ориентированного полета станции «Салют-3» в пилотируемом и автоматическом режимах отрабатывались высокоточная система управления с бортовым вычислительным комплексом, электромеханическая система стабилизации, автономная система навигации, системы энергопитания с поворотными панелями солнечных батарей, терморегулирования, обеспечения жизнедеятельности, радиосвязи, системы двигательных установок.

По завершении программы 23 сентября от станции «Салют-3» был отделен возвращаемый аппарат с материалами исследований и экспериментов. В расчетное время была включена его двигательная установка, и аппарат перешел на траекторию спуска к Земле. Перед входом в плотные слои атмосферы произошло отделение двигательной установки, а на высоте 8,4км —введение в действие парашютной системы. Приземление аппарата произошло в заданном районе территории Советского Союза.

Таблица 1

Параметры орбиты	Дата, число оборотов вокруг Земли
	1.VIII	16. VIII	5. IX	19. IX	7.Х	24.Х	25. XI	25. XII
	600	840	1163	1385	1676	1945	2462	2950
Высота в апогее,км Высота в перигее,км Наклонение,град Период обращения,мин	286 264 51,6 89,8	278 260 51,6 89,7	286 260 51,6 89,8	285 251 51,6 89,7	293 249 51,6 89,7	299 268 51,6 89,9	293 247 51,6 89,7	270 235 51 ,6 89,4

В связи с тем что в процессе полета выявились дополнительные возможности в работе бортовых систем, полет станции «Салют-3» в автоматическом режиме был продолжен. Программа дополнительных исследований на станции «Салют-3» была выполнена полностью к 25 декабря. Впервые для орбитальных станций в течение всего времени работы станция «Салют-3» была постоянно ориентирована на Землю. Стабилизированный полет надежно обеспечивался системой жидкостных и воздушных двигательных установок, а также специальной электромеханической системой стабилизации в сочетании с другими системами. Продолжительность полета в два раза превысила первоначально запланированную программу полета. За истекшее время на борт станции было передано 8 тысяч команд управления, осуществлено более 200 динамических операций, в т. ч. св. 100 маневров и 8 коррекций, проведено 70 телевизионных и 2500 телеметрических сеансов связи. Суммарное количество включений двигателей стабилизации составило ок. 500 тыс. Система энергопитания выработала 5 тыс.квт-чэлектроэнергии. В различных режимах полета изучались аэродинамические и баллистические характеристики, влияние гравитационных сил и моментов при изменении положения панелей солнечных батарей, параметры теплообмена, терморегулирования, электропитания, различные характеристики системы управления, радиотехнических средств и проводились другие эксперименты. В течение всего полета в отсеках станции «Салют-3» поддерживались условия, близкие к земным: атмосферное давление — 835—850ммртутного столба, температура 21—22°С. В таблице 1 приведено изменение параметров орбиты «Салют-3» за период с 1 августа по 25 декабря 1974 г.

Полет орбитальной научной станции «Салют-3» был завершен 24 января 1975 г. После проведения заключительных операций по командам с Земли станция была сориентирована в пространстве и в расчетное время была включена ее двигательная установка. В результате торможения станция перешла на траекторию спуска, вошла в плотные слои атмосферы над заданным районом акватории Тихого океана и прекратила существование.

«Союз-16». Космический корабль «Союз-16» был запущен с космодрома Байконур 2 декабря в 12час40мин с экипажем в составе командира корабля А. В. Филипченко и бортинженера Н. Н. Рукавишникова. Запуск был осуществлен в соответствии с советской программой подготовки к экспериментальному совместному полету космических кораблей «Союз» (СССР) и «Аполлон» (США). Программа орбитального полета предусматривала испытания бортовых систем корабля «Союз», модернизированных в соответствии с требованиями совместного полета, проведение научных и научно-технических исследований, а также наблюдение и фотографирование отдельных участков земной поверхности с целью получения данных для решения народнохозяйственных задач. Корабль «Союз-16» аналогичен кораблю «Союз-19», который участвовал в советско-американском эксперименте.

Управление полетом космического корабля «Союз-16» и отработка поступающей информации осуществлялись советским Центром управления полетом под Москвой с помощью станций слежения, расположенных на территории Советского Союза и на научно-исследовательских судах, находящихся в различных районах акватории Мирового океана.

В ходе 6-суточного полета осуществлялась намеченная при совместном полете последовательность динамических операций для формирования монтажной орбиты, на которой должна осуществляться стыковка кораблей. В результате коррекций, проведенных на 5-м, 17-м и 18-м витках, корабль вышел на заданную круговую орбиту высотой около 225кмс периодом обращения, равным 88,9мин,и наклонением 51,8°. На 32-м, 38-м и 48-м витках проводились испытания автоматической системы и отдельных узлов унифицированного стыковочного агрегата. Новая система обеспечивает «стыковочную унификацию» космических объектов. В ходе испытаний проверялось функционирование механизмов и устройств, которые должны будут обеспечивать сцепку, стягивание и герметичное соединение кораблей при стыковке их на орбите. Во время экспериментов космонавты контролировали работу узлов стыковочного агрегата и автоматической системы управления. При проверке работы стыковочного агрегата и автоматики управления специальное технологическое кольцо имитировало стыковочный штангоут корабля «Аполлон».

В полете проводились испытания системы обеспечения жизнедеятельности при принятых для совместного полета параметрах атмосферы в отсеках корабля. На начальном этапе полета давление в отсеках «Союза-16» было снижено до 540мм рт. ст.На третьи сутки полета параметры микроклимата в отсеках корабля составляли: давление — 520мм рт. ст.,парциальное давление кислорода — 170мм рт. ст.,температура — 20°С. На заключительном этапе полета давление в отсеках корабля было поднято до 760мм рт. ст.Была проверена радиосвязь по одному из каналов совместимых радносистем и качество передачи цветного телевидения с борта, испытана модернизированная система управления движением и ряд элементов совместимого оборудования (световые маяки, бортовые огни, стыковочная мишень).

Космонавты выполняли некоторые научные эксперименты, которые приняты для полета «Союз — Аполлон» в качестве совместных,— «Микробный обмен», «Зонообразующие грибки». Осуществлен и ряд других научных, научно-технических и медико-биологических экспериментов, а также фотографирование Земли с целью получения данных для решения народнохозяйственных задач. Путем фотографирования выбранного участка звездного неба проверялась работа оборудования, предназначенного для совместного эксперимента «Искусственное солнечное затмение». На 68-м и 69-м витках экипаж фотографировал панораму дневного горизонта в поляризованном свете на трассе протяженностью около 30 тыс.км.В ходе полета проводился эксперимент по слежению за кораблем «Союз» наземными средствами советской и американской сторон с обменом результатами траекторных измерений.

8 декабря в 11час04минпосле завершения программы полета спускаемый аппарат корабля «Союз-16» с космонавтами Филипченко и Рукавишниковым совершил мягкую посадку в 300кмсевернее Джезказгана.

1. Космический корабль «Союз-16» во время запуска (2 декабря 1974 г.). 2. Советские космонавты П. Р. Попович и Ю. П. Артюхов (Артюхин-Хл.) - экипаж космического корабля «Союз-14». 3. Советские космонавты Г. В. Сарафанов и Л. С. Демин - экипаж космического корабля «Союз-15». 4. Советские космонавты А. В. Филипченко и Н. Н. Рукавишников - экипаж космического корабля «Союз-16».

Станция «Салют-4». Запуск орбитальной научной станции «Салют-4» состоялся 26 декабря. Целью запуска станции «Салют-4» являлась дальнейшая отработка конструкции, бортовых систем и аппаратуры орбитальных станций и проведение научно-технических исследований и экспериментов в космическом пространстве. Орбитальная станция «Салют-4» функционировала в автоматическом и пилотируемом режимах. Результаты полета будут опубликованы в Ежегоднике БСЭ 1976 г.

Искусственные спутники Земли

«Космос». Продолжались запуски ИСЗ серии «Космос»; в 1974 г. было запущено 74 спутника (см. табл. 2). На ИСЗ «Космос-669» 27—31 июля проведены измерения уходящего субмиллиметрового излучения атмосферы Земли на волнах ~100мкми 500мкм.Получены географические распределения яркостной температуры излучения из надира. Сопоставление средних яркостных температур безоблачных участков в средних широтах северного полушария (200 ± 10 °К на 100мкми 270±10 °К на 500мкм)с вертикальными профилями температуры показывает, что основной вклад в излучение на волнах ~500мкмвносит тропосфера (1 — 5км),а на волнах ~ 100мкм —стратосфера (10—26км).Обнаружены крупномасштабные вариации яркости излучения, связанные неравномерностями распределения водяного пара: в областях пониженного атмосферного давления яркость существенно меньше, чем в областях повышенного давления. Обнаружены компактные области резкого уменьшения яркости, положение которых хорошо коррелирует с областями сильных восходящих токов влажного воздуха (циклоны, внутритропические зоны конвергенции). На ИСЗ «Космос-669» исследовалось также распределение заряженных частиц вокруг земного шара на высотах 200—300км.Получены новые сведения о поведении частиц в полярных областях. Выяснено, что поток частиц, идущих от Земли в полярных зонах, составляет половину потока частиц, падающих из космического пространства (для протонов с Е ≥ 400Мэв).Что касается распределения потоков ядер с различными зарядами(Е≥400 Мэв/нукл),то было замечено, что ~30% ядер, подходящих к Земле, двигаясь по возвратным Штермеровским траекториям, регистрируются в интервале высот от границы атмосферы до ~200кмкак идущие от Земли.

С 1967 г. ведутся исследования возможностей использования сверхпроводящих магнитных систем для изучения космических лучей за границей атмосферы. На ИСЗ «Космос-140» были получены первые данные о влиянии малых сил (возникающих при вращении спутника) на гелий, находящийся в закритическом состоянии(Т= 5,2 °К). Во время полета ИСЗ «Космос-213» были выяснены особенности поведения жидкого гелия, использовавшегося для охлаждения крупной магнитной системы. В опыте на ИСЗ «Космос-656» были более детально измерены термодинамические параметры жидкого гелия во время полета (температура, давление, расход гелия). Кроме того, проводилось наблюдение за поведением гелия в криостате посредством телевизионного канала связи.

22 октября — 12 ноября состоялся полет биологического спутника «Космос-690» с радиоактивным источником на борту. Проведенные эксперименты на ИСЗ «Космос-690» были направлены на решение радиобиологических задач, из которых основной являлось получение данных об изменении радиочувствительности животных и особенностях формирования лучевого поражения при комплексном воздействии ионизирующего излучения и невесомости в условиях реального космического полета. Полученные данные необходимы для обоснования допустимых уровней облучения экипажей и расчета противорадиационной защиты.

На борту биоспутника был применен искусственный источник радиации, что позволило в условиях длительной невесомости экспериментировать с широким диапазоном доз ионизирующего излучения, моделируя, в частности, возможное облучение космонавтов при мощной солнечной вспышке вне магнитосферы Земли на 10-е сутки полета. Облучателем служил источник гамма-излучения цезий-137 активностью 320 кюри. Суммарные дозы за 24 часа облучения достигали 1000 рад. Основным подопытным объектом были белые лабораторные крысы — всего 35 животных. Величины доз облучения каждого животного фиксировались индивидуальными дозиметрами. До и после полета проводились контрольные эксперименты с моделированием условии полета, включая облучение. При сопоставлении результатов исследований так называемых критических систем (органов кроветворения, репродуктивных органов, желез внутренней секреции и др.) у животных, экспонировавшихся на «Космосе-690» и наблюдавшихся в контрольных опытах, выявлено более значительное влияние ионизирующего излучения на организм в условиях космического полета.

На биологическом ИСЗ «Космос-690» были проведены также эксперименты с черепахами, насекомыми, микроорганизмами и низшими грибами. Кроме того, осуществлялись дальнейшие исследования активной противорадиационной защиты, основанной на отклонении заряженных частиц с помощью электрических полей.

«Интеркосмос-11». 17 мая, в соответствии с программой сотрудничества социалистических стран в области исследования и использования космического пространства в мирных целях был осуществлен запуск ИСЗ «Интеркосмос-11» (рис. 1,2). Установленная на борту спутника научная аппаратура, разработанная и изготовленная специалистами ГДР, СССР и ЧССР, предназначалась для исследования ультрафиолетового и рентгеновского излучения Солнца и верхних слоев атмосферы Земли. С помощью спектрогелиографа на протяжении шести месяцев вблизи минимума солнечной активности регистрировались одномерные гелиограммы Солнца в рентгеновском диапазоне 8—12 Ằ с разрешением 20 угловых секунд. На ИСЗ «Интеркосмос-11» продолжались измерения поляризации рентгеновских вспышек на Солнце в области энергий 15 кэв с помощью усовершенствованного поляриметра.

«Интеркосмос-12». 31 октября состоялся запуск ИСЗ «Интеркосмос-12» (рис. 3,4). Спутник предназначался для продолжения комплексного исследования атмосферы и ионосферы Земли, а также потоков микрометеоритов. На борту ИСЗ были установлены: анализатор микрометеоритов, изготовленный совместно специалистами ВНР, СССР и ЧССР; зонд для определения концентрации электронов, изготовленный в ГДР; зонды для измерения концентрации положительных ионов, а также концентрации и температуры электронов, изготовленные в НРБ и СССР; масс-спектрометр для изучения нейтральной и ионной компонент атмосферы, изготовленный в СССР и ЧССР; устройство для калибровки масс-спектрометра в полете, разработанное в СРР; запоминающее устройство, изготовленное в ГДР; радиопередатчик когерентных частот «Маяк», разработанный в ЧССР. Во время полета ИСЗ станции наземного командно-измерительного комплекса СССР и обсерватории НРБ, ГДР, ПНР и ЧССР вели регулярный прием научной информации и сигналов радиопередатчика «Маяк».

«Молния». Для эксплуатации системы дальней телефонно-телеграфной радиосвязи, передачи программ Центрального телевидения СССР на пункты сети «Орбита» и международного сотрудничества в течение 1974 г. состоялись запуски двух ИСЗ «Молния-1», трех ИСЗ «Молния-2» и одного ИСЗ «Молния-3». В соответствии с программой дальнейшего совершенствования систем связи с использованием ИСЗ 29 июля на геостационарную орбиту осуществлен запуск спутника связи «Молния-1С». На борту ИСЗ была установлена аппаратура для экспериментальных передач телевидения и осуществления дальней радиосвязи, аппаратура командно-измерительного комплекса, а также системы ориентации, коррекции орбиты, терморегулирования и электропитания.

«Метеор». В 1974 г. были запущены пять ИСЗ «Метеор». Информация, полученная с помощью этих спутников, широко использовалась в оперативной деятельности службы погоды. На борту 18-го ИСЗ «Метеор» (запущен 9 июля) наряду со штатной научной аппаратурой была установлена экспериментальная аппаратура: телефотометрическая — для получения изображений облачности и подстилающей поверхности; радиотеплолокационная — для исследования зон выпадения осадков и ледового покрова; радиометрическая — для изучения воздействия корпускулярных потоков на верхние слои атмосферы.

Фотомозаики облачности по северному и южному полушариям и тропической зоне передавались по линиям связи два раза в сутки. В течение июля — августа и октября — ноября 1974 г. проводились эксперименты по приему и обработке телевизионной информации, передаваемой с 18-го ИСЗ «Метеор» в режиме непосредственной передачи. Регулярно проводились эксперименты по приему, отработке и интерпретации сверхвысокочастотных поляризационных измерений на длине волны λ=0,8 см.

Автоматические станции для исследования Луны и планет

«Луна-22». 29 мая в 11 час 57 мин состоялся запуск АС «Луна-22». С целью обеспечения вывода станции в определенную область окололунного пространства 30 мая была осуществлена коррекция траектории ее движения. При подлете к Луне было проведено торможение станции, в результате чего она вышла на круговую селеноцентрическую орбиту. С целью проведения детальной телевизионной съемки выбранных районов лунной поверхности 9 июня была осуществлена коррекция траектории станции, в результате чего она перешла на эллиптическую орбиту с максимальной высотой над поверхностью Луны (в апоцентре) — 244 км и минимальной высотой (в перицентре) — 25 км.

Телевизионные съемки проводились на минимальном удалении станции от лунной поверхности. Полученные телевизионные панорамы отличаются высоким разрешением и хорошим качеством. Одновременно со съемкой с помощью высотомера проводилось подробное изучение характера рельефа исследуемых участков и определялся химический состав лунных пород по их гамма-излучению. Во время полета станции изучалось также окружающее Луну космическое пространство. При этом определялись плотность метеорного вещества, интенсивность и энергетический спектр солнечных космических лучей, концентрация окололунной плазмы, проводились исследования магнитных полей. 13 июня после завершения программы телевизионной съемки вновь была проведена коррекция орбиты станции, в результате ее апоцентр повысился до 299 км, а перицентр до 181 км. Такая орбита обеспечивала условия для продолжения исследований гравитационного поля Луны, начатых АС «Луна-19» в 1971 г. В соответствии с требованиями научной программы полета 11 ноября АС «Луна-22» была переведена на орбиту с параметрами: максимальная высота над поверхностью Луны — 1437 км, минимальная высота — 171 км, наклонение к плоскости лунного экватора — 19° 33', период обращения — 3 час 12 мин.

На АС «Луна-22» было установлено передающее устройство двухчастотного интерферометра, которое позволило провести многократное радиопросвечивание окололунного пространства. Измерения проводились над различными районами поверхности и при различных фазах Луны. Получены высотные профили распределения электронной концентрации в окололунном пространстве. Концентрация электронов над освещенной поверхностью Луны имеет наибольшее значение 500—1000 эл-см ^-3 на высоте 5—10 м. С увеличением высоты происходит монотонное уменьшение концентрации до значений 50—150 эл-см^-3 на высотах 20—40 км. В интервале 0—5 км плотность заряженных частиц либо убывает при приближении к поверхности, либо остается неизменной. Измерения, выполненные над неосвещенной поверхностью Луны, свидетельствуют об отсутствии плазмы с концентрацией более 100 эл-см^-3.

Рис. 1. ИСЗ «Интеркосмос-11». Рис. 2. Вид на датчики научной аппаратуры ИСЗ «Интеркосмос-11».Рис.3. ИСЗ «Интеркосмос-12».
Рис. 4. Вид на датчики научной аппаратуры ИСЗ «Интеркосмос-12». Рис. 5. АМС «Марс-6». Рис. 6. Спускаемый аппарат АМС «Марс-6».

Тонкий слой плазмы с максимальной концентрацией электронов ~1000 эл-см ³ был обнаружен вблизи освещенной Солнцем поверхности Луны и во время полета АС «Луна-19» при радиопросвечивании окололунного пространства методом дисперсионного интерферометра.

За три месяца работы АС «Луна-22» (июнь — август 1974 г.) было зарегистрировано 23 удара метеорных частиц с массой 10^-11 г, что соответствует интегральному потоку 10^-4 част-м^-2 сек ^-1 (2π стер)^-1 . При этом величина потока в июле и августе была приблизительно в 3 раза ниже, чем в июне, когда станция находилась на более низкой орбите, чем в последующее время. Во время действия метеорных потоков увеличения скорости счета не наблюдалось. Полученные данные согласуются с результатами ранее выполненных исследований в окрестности Луны.

«Луна-23». Запуск АС «Луна-23» осуществлен 28 октября в 17 час 30 мин. 31 октября была выполнена коррекция траектории полета станции. При подлете к Луне в результате проведенного торможения станция перешла на селеноцентрическую орбиту. Для обеспечения посадки станции в расчетный район Луны 4 и 5 ноября были осуществлены коррекции орбиты. В результате проведенного маневрирования станция перешла на эллиптическую орбиту с максимальной высотой над поверхностью Луны 105 км и минимальной высотой 17 км. 6 ноября АС «Луна-23» совершила посадку на поверхность Луны в южной части Моря Кризисов. Посадка произошла на участке лунной поверхности с неблагоприятным рельефом, вследствие чего было повреждено грунтозаборное устройство, обеспечивающее взятие образцов лунных пород с глубины до 2,5 м. Поэтому запланированные операции по бурению и забору лунного грунта не проводились. В течение трех последующих суток работа со станцией на поверхности Луны осуществлялась по сокращенной программе, включавшей отработку новых элементов конструкции и оборудования автоматических лунных станций. 9 ноября работа с АС «Луна-23» была прекращена.

Рис. 7. Схема спуска спускаемого аппарата АМС «Марс-6» в атмосфере Марса: 1 — отделение спускаемого аппарата; 2 — включение ракетного двигателя твердого топлива; 3 — программный разворот спускаемого аппарата; 4 — закрутка спускаемого аппарата; 5 — отделение фермы; 6 — прекращение закрутки, подача питания на радиовысотомер; 7 — начало введения парашютной системы, включение программно-временного механизма, подача питания на научную аппаратуру; 8 — введение основного парашюта, включение телеметрии, программно-временного устройства, радиокомплекса и научной аппаратуры; 9 — разрифовка парашюта, отделение аэродинамического конуса, включение радиовысотомера больших высот; 10 — расчековка крепления тормозной двигательной установки, перецепка парашютной системы; 11 — включение тормозной двигательной установки, конец передачи на орбитальный аппарат. Рис. 8. Кратеры на Марсе. Участок поверхности с широтой ji = —36° и долготой λ = 79° (координаты центра снимка). Размеры участка~ 120 X 120 км. Фотография получена с помощью АМС «Марс-5». Рис. 9. Участок поверхности с широтой ji = —33° и долготой λ = 35° (координаты центра снимка). Размеры участка ~ 750 X 750 км. В левом верхнем углу видно руслоподобное образование с системой притоков. Фотография получена с помощью АМС «Марс-5».

АМС «Марс». Автоматические межпланетные станции «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6» и «Марс-7», запущенные в июле — августе 1973 г. (см. Ежегодник БСЭ 1974 г.), провели в 1974 г. комплексное исследование планеты Марс. Станция «Марс-4» фотографировала Марс с пролетной траектории. Искусственный спутник Марса (ИСМ) станция «Марс-5» передала на Землю новые сведения о планете и окружающем ее пространстве; с орбиты спутника получены высококачественные фотографии марсианской поверхности, в т. ч. цветные. Спускаемый аппарат (СА) станции «Марс-6» совершил посадку на планету, впервые передав на Землю данные о параметрах марсианской атмосферы, полученные во время снижения. АМС «Марс-6» и «Марс-7» исследовали космическое пространство с гелиоцентрической орбиты.

Схема полета АМС «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6» и «Марс-7» отличалась от схемы полета предыдущих станций серии «Марс» — «Марс-2» и «Марс-3». Скорость, которую необходимо сообщить космическому аппарату, чтобы он достиг Марса, и, соответственно, выводимый на межпланетную траекторию полезный вес меняются в зависимости от момента старта. Взаимное расположение Земли и Марса в 1973 г. требовало, чтобы скорость полета станции была более высокой, чем в 1971 г., когда к Марсу стартовали советские станции «Марс-2» и «Марс-3», а также американский аппарат «Маринер-9». Вес полезной нагрузки при использовании той же ракеты-носителя получался меньше. Поэтому для АМС, стартовавших в 1973 г., была принята иная схема полета. Задачи доставки СА и создания ИСМ возлагались на станции разного типа. Станции одного типа предназначались для перевода на орбиту ИСМ и не имели в своем составе СА, вместо которого на борту размещались научные приборы для исследования планеты и космического пространства с орбиты искусственного спутника, а также запас топлива, требующийся для перевода станций на эту орбиту и коррекции последней в случае необходимости. Задача станций другого типа состояла в доставке к Марсу СА (экономия веса достигалась за счет отказа от торможения орбитального аппарата (ОА), что обусловило уменьшение запасов топлива на борту станции). Вместе с тем на этих станциях размещался комплекс научных приборов в основном для разносторонних исследований межпланетного пространства.

Приблизительно за двое суток до прилета каждая станция входила в сферу действия Марса. За определенное до момента наибольшего сближения с планетой время положение АМС относительно Марса измерялось с помощью специального оптико-электронного прибора, установленного на борту каждой станции. Результаты измерений отрабатывались бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ), которая рассчитывала параметры последней коррекции и управляла ее исполнением. Дальнейшие этапы полета станций были различны. АМС «Марс-4» и «Марс-5» двигались по гиперболической траектории сближения с планетой. В районе перицентра двигательная установка сообщила АМС «Марс-5» необходимый тормозной импульс и станция вышла на орбиту вокруг Марса, став ИСМ. «Марс-4», проведя исследование и фотографирование с пролетной траектории, продолжала полет но гелиоцентрической орбите, не переходя на ареоцентрическую вследствие нарушения в работе одной из бортовых систем. От «Марса-6» и «Марса-7» после выполнения последней коррекции были отделены спускаемые аппараты, а сами станции совершили пролет мимо Марса. Отделенный на расстоянии ~46 000 км от планеты СА станции «Марс-6» получил от своей двигательной установки импульс для выхода на «попадающую» траекторию, которая обеспечивала посадку в заданном районе. Приблизительно через 3,5 часа после разделения спускаемый аппарат вошел в атмосферу Марса со скоростью 5600 м/сек (Н _вх ~100 км, Q _ВХ = — 11,7 ± 1,5°). После аэродинамического торможения по достижении скорости ~ 600 м/сек была введена в действие парашютная система (расчетная высота введения ПС — Н = 5—10 км). СА достиг поверхности Марса в районе с номинальными координатами. 23,9° ю. ш. и 19,5° з. д. По номенклатуре Международного Астрономического Союза эта область носит название Pyrrhae Region. Информация с СА во время его аэродинамического торможения и спуска на парашюте ретранслировалась через ОА на Землю. В непосредственной близости от поверхности радиосвязь с СА прекратилась. Весь участок спуска — от входа в атмосферу и аэродинамического торможения до снижения на парашюте включительно — проходил в соответствии с программой и продолжался 5,2 мин. СА станции «Марс-7» не был переведен на траекторию попадания.

АМС «Марс-4» и «Марс-5» конструктивно аналогичны и представляют собой орбитальные аппараты, в которых находятся системы и агрегаты, обеспечивающие работу станций на всех этапах полета. Здесь размещены приборная часть, двигательная установка, панели солнечных батарей, параболическая остронаправленная и малонаправленные антенны, радиаторы холодного и горячего контуров системы обеспечения теплового режима. Основным конструктивным элементом, к которому крепятся агрегаты, является блок топливных баков двигательной установки. Научная аппаратура устанавливается в верхней части блока баков. На станциях «Марс-6» и «Марс-7» (рис. 5, 6), в отличие от «Mapса-4» и «Марса-5», научная аппаратура расположена на коническом переходном элементе, соединяющем приборный отсек и блок баков; на верхней части блока размещается СА. В спускаемый аппарат входят автоматическая марсианская станция, приборно-парашютный контейнер и аэродинамический тормозной конус. В верхней части аппарата расположена соединительная рама, стыкующая СА с ОА. На раме размещены двигательная установка для увода СА и агрегаты ряда систем.

Приборно-парашютный контейнер установлен непосредственно на верхнюю часть марсианской станции. В нем размещены вытяжной и основной парашюты, двигатель ввода вытяжного парашюта и тормозная двигательная установка мягкой посадки, антенны радиовысотомера, антенны связи с ОА и часть научной аппаратуры.

Автоматическая марсианская станция представляет собой герметичный приборный отсек, в котором находятся блоки бортовых систем (радиотелеметрического комплекса, систем управления, систем терморегулирования, энергопитания) и блоки научных приборов. Для поглощения энергии, возникающей при соприкосновении с поверхностью планеты, марсианская станция оборудована специальной амортизационной системой. Снаружи установлены научные приборы с механизмами их выноса, антенны радиокомплекса, система приведения станции в рабочее положение после посадки. К нижней части станции крепится аэродинамический тормозной конус, служащий для гашения скорости при входе в атмосферу и защиты аппарата от аэродинамических и тепловых нагрузок при торможении. На кольцевом штангоуте основания конуса установлены двигатели закрутки аппарата для его стабилизации до входа в атмосферу и двигатели останова закрутки при входе в атмосферу. Необходимая последовательность работы систем СА обеспечивается программно-временным устройством.

Тепловой режим автоматических станций обеспечивается комбинированной системой терморегулирования, состоящей из активных и пассивных средств. Активная часть представляет собой двухконтурную газовую циркуляционную систему, включающую контур нагревания с вынесенным наружу радиационным радиатором-нагревателем и контур охлаждения с радиационным радиатором-охладителем. Теплоносителем служит газ орбитального отсека, циркулирующий под действием вентиляторов.

В пассивные средства входят экрановакуумная теплоизоляция, специальные покрытия, конструкционные материалы. Характеристики системы терморегулирования СА были выбраны таким образом, чтобы в районе Марса, с учетом уменьшения к концу полета теплового потока Солнца, внутри аппарата сохранялась бы требуемая температура.

В аппаратуру бортового радиотелеметрического комплекса орбитального аппарата входят антенно-фидерная система, приемные и передающие устройства, приборы автоматики, программно-временное устройство, приборы фототелевизионной и телеметрической систем и аппаратура для приема информации с СА. С помощью радиокомплекса на всех этапах полета производятся измерения с целью уточнения местоположения станции и расчета параметров, необходимых для коррекции ее траектории.

Управление станциями «Марс» осуществляется как с помощью радиокоманд, принятых с земли, так и посредством команд, выработанных программно-временным устройством. В течение полета ведется периодическая запись научной и служебной телеметрической информации на запоминающее устройство, с последующей передачей данных на Землю в сеансах связи. После входа СА в плотные слои атмосферы и начала работы его основной радиолинии на ОА велись прием и запись на видеомагнитофоны всей информации, получаемой на участке парашютирования.

Антенно-фидерная система каждого орбитального отсека АМС «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6», «Марс-7» состоит из остронаправленной параболической антенны, трех малонаправленных антенн и двух антенн для приема информации с СА.

В систему управления ориентацией станции входят оптико-электронные приборы ориентации на Солнце, на Землю и звезду, датчики угловых скоростей и др. После выведения АМС на перелетную траекторию и отделения ее от последней ступени ракеты-носителя система ориентации приводит АМС в режим «постоянной солнечной ориентации». При этом панели солнечной батареи оказываются ориентированными на Солнце, а диаграммы излучения малонаправленных антенн — на Землю. Для выполнения коррекций траектории станция переводится в режим точной трехосной ориентации: в дополнение к ориентации на Солнце проводится поиск и захват звезды. На значительных от Земли расстояниях информация со станции передается через остронаправлениую параболическую антенну. Для этого станция переводится в режим постоянной солнечно-звездной ориентации, при котором панели солнечной батареи ориентированы на Солнце, а диаграмма излучения параболической антенны направлена на Землю.

Система автономного управления обеспечивает стабилизацию и программные пространственные развороты станции, определяет моменты включения и выключения двигательной установки для заданного изменения скорости движения станции и ориентацию направления тяги двигателя в пространстве. Ответственные задачи система управления и навигации решает на заключительном этапе полета. Для обеспечения определенного диапазона углов входа СА и точного выхода АМС на расчетные орбиты ИСМ необходимо с высокой точностью знать положение планеты в пространстве относительно станции. Это требует автономных измерений положения Марса в пространстве непосредственно со станции, находящейся вблизи от планеты. Для выполнения измерений станцию ориентируют относительно Солнца и звезды так, чтобы ось угломерного оптико-электронного прибора автономной навигации была направлена в район расчетного положения Марса. В заданный момент времени по величине отклонения фактического положения планеты от расчетного с помощью БЦВМ определяются величина и направление корректирующего импульса и производится коррекция траектории станции.

Система энергопитания станций построена по схеме «генератор—буферная батарея». В качестве генератора используется солнечная батарея на полупроводниковых фотопреобразователях. В качестве буферной батареи орбитального отсека использовалась аккумуляторная батарея с высокими энергетическими характеристиками. Это позволило увеличить продолжительность сеансов связи со станциями. Для питания бортовой аппаратуры СА на участке его посадки и работы на поверхности Марса предусмотрена аккумуляторная батарея, которая во время полета хранится в разряженном состоянии и заряжается за месяц до подлета к Марсу.

Управление бортовыми системами станции при выполнении всей программы полета осуществляет система общей автоматики. Данная система анализирует сигналы, необходимые для согласования работы систем станции, выполняет логическую обработку и преобразование их в исполнительные команды управления по заданной программе.

Двигательные установки станций состоят из жидкостного ракетного двигателя, гидравлической системы подачи компонентов топлива в двигатель, пневматической системы наддува топливных баков и системы управления двигательной установкой. Многорежимный жидкостной ракетный двигатель допускает многократное включение в условиях глубокого вакуума и невесомости.

Схема спуска СА в атмосфере Марса показана на рис. 7. Вход СА в атмосферу планеты — ориентированный, с углом атаки, близким к нулю. Расчетные условия входа были: Н _вх = ~ 100 км, V _вх = 5600 м/сек, Q _вх = —14±4°. Войдя в атмосферу, СА совершает баллистический спуск, осуществляя торможение при помощи лобового экрана (конуса). Устойчивость СА обеспечивается его внешней формой и центровкой. При достижении продольной перегрузки n _х = —2 выдается команда на запуск пороховых двигателей останова закрутки около продольной оси; при достижении числа М =3,5 подается команда на вход вытяжного парашюта и вслед за ним основного зарифованного до 0,4 парашюта (S_полн =90 м ² ); через 12 сек осуществляется разрифовка парашюта, еще через 2 сек отделение конуса и через 5 сек включение радиовысотомера; спустя некоторое время происходит перецепка и выход двигателя мягкой посадки. Общий вес системы при спуске на разрифованном парашюте G_ca= 635 кг. Скорость снижения на парашюте к моменту включения двигательной установки мягкой посадки лежит в диапазоне V = 55—70 м/сек. Включение двигателя мягкой посадки происходит по команде радиодатчика малых высот непосредственно у поверхности. Расцепка двигателя с автоматической марсианской станцией происходит при скорости снижения V_pacц, = —6,5 + 1,7 м/сек.

Станция после расцепки совершает свободное падение с высоты Н _расц = 1,5—7 м на поверхность планеты. Скорость соударения аппарата с поверхностью (по нормали к поверхности) не превышает 12 м/сек. Эта скорость гасится амортизационными устройствами.

При движении СА в атмосфере работала следующая аппаратура: 1) измеритель температуры и давления; 2) масс-спектрометр, в задачи которого входило определение химического состава атмосферы; 3) измеритель перегрузок и 4) радиовысотомер. Передача данных масс-спектрометра, за исключением некоторых вспомогательных параметров, согласно программе должна была иметь место только после посадки, и эти данные не были получены. Однако анализ одного из передававшихся вспомогательных параметров, чувствительного к составу атмосферы, показал, что в атмосфере присутствует значительное количество (35 ± 10%) некоторого инертного газа, скорее всего аргона. Такое количество аргона может означать, что средняя скорость газовыделения на Марсе не отличается сильно от земной, и малая плотность марсианской атмосферы объясняется тем, что ее значительная часть сконденсирована в полярных шапках. Это в свою очередь поддерживает гипотезы, предполагающие, что в геологическом недавнем прошлом атмосфера была более плотной, чем сейчас, и на поверхности существовали открытые водоемы. Измерения давления, температуры и высоты на траектории спуска производились в диапазоне высот от 0 до 20 км. Кроме того, для оценки основных параметров атмосферы были привлечены данные, полученные с помощью акселерометров и измерений относительной допплеровской скорости по линии СА — ОА. Совместный анализ всех данных показал, что все они могут быть объяснены при следующих характеристиках атмосферы: давление у поверхности 6 мб; температура атмосферы у поверхности 230 °К; температурный градиент в тропопаузе 2,5 °К/км; высота тропопаузы 25—30 км; температура изотермической стратосферы 150—160 °К. Эта модель находится в близком согласии с представлениями об атмосфере Maрса, полученными ранее посредством анализа радиационных характеристик планеты. Давления в районе Pyrrhae измерялись с орбитального аппарата «Марс-5» по эквивалентным ширинам полос СO ₂ ; результаты хорошо согласуются с прямыми измерениями.

На орбитальных аппаратах «Марс-4» и «Марс-5» работали следующие приборы для исследования планеты: 1) аппаратура для экспериментов по радиопросвечиванию атмосферы на волнах 8 и 32 см; 2) радиотелескоп на длину волны 3,5 см; 3) инфракрасный радиометр на диапазон 8—26 мкм; 4) спектрофотометр с интерференционными фильтрами на диапазон 2— 5 мкм; 5) узкополосный фотометр с интерференционными фильтрами на полосы СO ₂ около 2 мкм; 6) узкополосный интерференционно-поляризационный фотометр на полосу Н ₂ O 1,38 мкм; 7) фототелевизионный комплекс; 8) фотометр с интерференционными фильтрами на диапазон 0,3—0,8 мкм; 9) два поляриметра, позволяющих измерять степень поляризации в девяти узких полосах от 0,35 до 0,8 мкм; 10) фотометр на полосу озона 2600 Ằ; 11) фотометр для измерения интенсивности рассеянного солнечного излучения в линии L _α с длиной волны λ=1216 Ằ; 12) γ-спектрометр для измерения γ-излучения планеты и космического фона на трассе перелета.

Другая группа приборов, установленных па орбитальных аппаратах, исследовала поля и частицы в окрестностях планеты и на трассе перелета: 1) магнитометр («Марс-4», «Марс-7»); 2) плазменные ловушки («Марс-4», «Марс-7»); 3) многоканальный электростатический анализатор («Марс-4», «Марс-5»); 4) датчики микрометеоритов («Марс-6», «Марс-7»); 5) датчики космических лучей («Марс-6», «Марс-7»). На «Марсе-7» проводился совместный советско-французский эксперимент по исследованию радиоизлучения Солнца в метровом диапазоне. Французские ученые принимали участие также в поляриметрическом эксперименте и в измерениях излучения L_α.

Приборы жестко связаны с АМС и их ориентирование в постоянном направлении при измерениях обеспечивалось системой солнечно-звездной ориентации АМС. Трассы измерений 23 февраля — 1 марта проходили через область Araxes и Claritas, южнее Solis Lacus, затем через Thaumasia, Mare Erythraeum и кончаются в Pyrrhae, где произвел посадку СА «Марс-6». Всего было проведено семь полноценных сеансов измерений и получены результаты для семи трасс.

Два эксперимента на АМС «Марс-5» были посвящены исследованию химического состава атмосферы Марса — измерение содержания водяного пара и озона. Данные по измерению содержания Н ₂ O свидетельствуют: содержание Н ₂ O в некоторых областях Марса достигает 80 мкм осажденной воды, т. е. значительно больше, чем наблюдалось в 1971—72 гг. (данные «Марс-3», «Маринер-9»: 10 — 20 мкм); имеются значительные пространственные вариации — в областях, расположенных на расстоянии несколько сот км, содержание Н ₂ О в атмосфере может различаться в два — три раза. Наиболее высокая влажность атмосферы наблюдалась западнее пересеченной местности в области Araxes. Второй эксперимент уверенно обнаружил небольшие количества озона в атмосфере — около 10^-5 % по объему. Высота озонного слоя около 30 км. Этот результат имеет важное значение для понимания фотохимических процессов в атмосфере планеты.

Фотометр для регистрации рассеянного в верхней атмосфере солнечного излучения в линии L_α, установленный на АМС «Марс-5», был снабжен узкополосными фильтрами-кюветами, что позволило оценить не только интенсивность излучения, но и ширину линии. Температура термосферы Марса, определенная по ширине линии L_α, составляет около 300 °К.

В результате исследований атмсоферы планеты методами одночастотного и двухчастотного радиопросвечивания (АМС «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6») обнаружена ночная ионосфера Марса с концентрацией электронов ~5-10 ³ см~ ³ в главном максимуме, расположенном на высоте 110—130 км. Определен высотный профиль электронной концентрации. Полученные экспериментальные данные позволяют предположить также, что на высотах —200 км существует дополнительный максимум ионизации и что в интервале высот 0—80 км существует плазма с концентрацией заряженных частиц —10 ³ см ^-3.

При радиозаходах станций «Марс-4» и «Марс-6» за планету проведено двухчастотное радиопросвечивание вечерней ионосферы Марса. Найденные профили электронной концентрации подтверждают наличие излома на высотах ~210 км, обнаруженного в 1971 г. во время полета спутника «Марс-2». Результаты измерений частот дециметрового и сантиметрового сигналов в четырех сеансах радиопросвечивания позволили с высокой точностью определить высотные профили температуры и давления в тропосфере Марса в точках касания поверхности радиолучом. В интервале высот 0—20 км температурный градиент оказался равным ~3° км ^-1, высота однородной атмосферы 7+10 км. Результаты определения давления и температуры на поверхности Марса в точках касания с координатами λ° долготы и j° широты приведены в таблице 3.

АМС	λ, град	φ, град	ρ, мбар	Т °К
«Марс-4» заход «Марс-4» выход «Марс-5» выход «Марс-6» заход	17 236 214 14	— 52 -9 38 -35	4,4±0,4 4,1±0,3 4,7±1,9 5,2±1,3	183+10 205+10 174+45 182+35

При заходе станции «Марс-4» температура у поверхности оказалась ниже (183 °К), чем при выходе (205 °К), хотя заход произошел над освещенной Солнцем стороной Марса, а выход — над ночной. По-видимому, это вызвано тем, что при выходе просвечивалась область вблизи экватора, а при заходе — область в более высоких и холодных широтах.

Большая серия экспериментов посвящена исследованиям поверхности Марса. Проводилось фотографирование планеты с помощью фототелевизионных устройств различного типа. Имеется около 60 фотографий (см. рис. 8, 9), полученных на АМС «Марс-4», «Марс-5», многие из них очень высокого качества. Они охватывают район, который фотографировал американский космический аппарат «Маринер-9» в период пылевой бури и не смог обеспечить высокое качество съемки. Использовались две камеры: короткофокусная с разрешением около 1 км вблизи перицентра и длиннофокусная с разрешением около 100 м. Кроме того, были получены изображения с помощью сканирующих фотоэлектрических фотометров. Полученные фотографии изучались геологами, а также производился их фотограмметрический анализ. На некоторых фотографиях имеются следы водной эрозии (см. рис. 9), возраст которых осторожно оценивается величиной меньше одного миллиарда лет. Это является независимым подкреплением гипотезы о колебаниях плотности марсианской атмосферы.

С борта АМС «Марс-5» были проведены радиоастрономические измерения яркостной температуры Марса в двух поляризациях. Обработка этих измерений позволила оценить электрические и тепловые свойства материала подповерхностного слоя планеты. Исследованный в 1974 г. район Марса (от 35 °S, 140 °W до 5 °N, 340 °W) оказался более однородным по своим электрическим и тепловым свойствам, чем области, измеренные с борта АМС «Марс-3» в 1971—72 гг. Средняя диэлектрическая проницаемость e = 3,1 ± 0,3 и плотность ρ ~ 1,5 г/см ³ .

Инфракрасный (ИК) радиометр на АМС «Марс-5» измерял температуру поверхности. Максимальные зарегистрированные температуры составляют 272 °К и относятся к 13 ^h 10 ^m местного времени (район Thaumasia). В зоне терминатора температура падает до 230 °К, а в конце трассы при 21 ^h 00 ^m местного времени до 200 °К. Измерения с ИК-радиометром показывают, что тепловая инерция грунта находится в диапазоне 0,004—0,008 кал-град^-1 см^-2 сек^-1/2. Отсюда можно оценить характерную величину размеров зерен грунта — от 0,1 до 0,5 мм. С другой стороны, фотометрические и поляриметрические измерения показывают, что эти зерна имеют микроструктуру более мелкого масштаба (порядка микрона).

Состав грунта и его структура определяют отражательную способность планеты в диапазоне от 0,3 до 4 мкм. Длинноволновый участок этого интервала исследовался с помощью инфракрасного спектрометра. Получено несколько сотен спектров в интервале от 2 до 5 мкм. Наиболее характерной их деталью является присутствие полосы кристаллизованной воды около 3,2 мкм. Совокупность спектроскопических, фотометрических и поляризационных свойств марсианского грунта согласуется с предположением о силикатном составе (окисленный базальт) с небольшой примесью гетита.

Специальный прибор — СO ₂ альтиметр — измерял эквивалентные ширины полосы СO ₂ ок. 2 мкм. По ним определялись профили давлений и высот на трассах измерений. В западной части трасс находится высокий район с характерной величиной давления 3—4 мбар, на востоке 5—6 мбар. Трассы пересекают два гребня высотой до 8—10 км над референтным уровнем (6,1 мбар).

Гамма-спектрометр на «Марсе-5» позволил получить спектры гамма-излучения марсианских пород, которые дают представление об их характерном составе.

С помощью АМС «Марс-5» были продолжены исследования магнитного поля на вечерней и ночной стороне планеты. Эти исследования позволили установить, что в окрестности планеты Марс образуется ударный фронт. За ударным фронтом наблюдается характерная переходная область, где наблюдается усиленное флуктуирующее поле со стороны планеты. Переходная область ограничена более регулярным и возрастающим при приближении к перицентру магнитным полем. Это поле на высоте 1100 км составляет около 30 гамм. При удалении станции от перицентра наблюдалось последовательное пересечение характерных областей в обратном порядке. Совокупность данных о величине и топологии магнитного поля, положении ударного фронта и интенсивности солнечного ветра может быть объяснена наиболее естественным образом при допущении, что планета Марс обладает собственным магнитным полем с моментом М = 2,47·10 ²² гаусс·см^-3 и напряженностью поля на экваторе Н = 64 гамм. На высотах полета спутника поле деформировано действием солнечного ветра. Северный полюс марсианского диполя находится в северном полушарии, а ось диполя наклонена к оси вращения Марса на угол 15—20°.

Анализ ионных и электронных энергетических спектров, полученных с помощью приборов АМС «Марс-5», показал, что вблизи планеты существуют три пересекаемых спутником зоны с существенно различными свойствами плазмы. В первой зоне регистрируются спектры, соответствующие невозмущенному солнечному ветру, а во второй зоне — переходной области за фронтом ударной волны. Третья плазменная область лежит внутри шлейфа магнитосферы Марса и в некоторых отношениях сходна с так называемым плазменным слоем в шлейфе земной магнитосферы.

Измерения кинетических параметров плазмы с помощью многоканального электростатического анализатора АМС «Марс-5» позволили выявить отклонения от газодинамической модели обтекания солнечным ветром планеты Марс. Эти отклонения наблюдались в профиле скорости и температуры потока, обтекающего препятствие. Данные АМС «Марс-5» подтвердили результаты АМС «Марс-2», «Марс-3» о том, что в большинстве случаев ударная волна наблюдается на расстояниях, соответствующих небольшой (~400 км) эффективной высоте препятствия, хотя в отдельных случаях ударная волна расположена на значительно больших расстояниях.

Табл. 2. Запуски космических аппаратов в СССР в 1974 г.

№№ пп	Дата запуска	Название аппарата	Высота в апо- центре, км	Высота в пе- рицентре, км	Наклонение, град	Период обра- щения, мин	Примечание
1 2 3	Январь 17 24 30	Космос-628 Космос-629 Космос-630	1026 315 367	975 202 213	83 62,8 72,9	105 89,4 90
4 5 6	Февраль 6 12 27	Космос-631 Космос-632 Космос-633	565 333 516	522 184 280	74 65 71	95,3 89,4 92,2
7 8 9 10 11	Март 5 5 14 20 26	Метеор Космос-634 Космос-635 Космос-636 Космос-637	906 516 350 409 35600	853 281 212 174 35600	81,2 71 72,9 65 0,25	102,2 92,2 89,8 90 1426
12 13 14 15 16 17 18 19 20	Апрель 3 4 11 20 23 24 26 29 29	Космос-638 Космос-639 Космос-640 Молния-1 Космос-641÷ ÷Космос-648 Метеор Молния-2 Космос-649 Космос-650	325 238 236 40713 1508 907 40850 320 1413	195 209 205 645 1385 877 463 189 1380	51,8 81,3 81,3 62,9 74 81,2 62,9 62,8 74	89,4 89 88,9 738 114,5 102,6 737 89,3 113,5	Спутники выведены на орбиту одной ракетой-но- сителем
21 22 23 24 25 26 27 28 29	Май 15 15 15 17 17 21 27 29 30	Космос-651 Космос-652 Космос-653 Космос-654 Интеркосмос-11 Космос-655 Космос-656 Луна-22 Космос-657	276 362 309 277 526 549 354 220 317	256 180 196 261 484 520 194 220 182	65 51,8 62,8 65 50,7 74 51,6 19,6 62,8	89,6 89,6 89,3 89,7 94,5 95,2 89,7 130 89,2	2 июня выведена на ор- биту ИСЛ
30 31 32 33 34 35 36 37 38	Июнь 6 13 18 21 25 26 27 29 29	Космос-658 Космос-659 Космос-660 Космос-661 Салют-3 Космос-662 Космос-663 Космос-664 Космос-665	304 360 1995 555 270 838 1017 364 39384	206 190 409 513 219 282 983 212 633	65 62,8 83 74 51,6 71 83 72,9 62,9	89,4 89,7 109,2 95 89,1 95,5 105 90 710
39 40 41 42 43 44 45 46	Июль 3 9 12 23 25 25 26 29	Союз- 14 Метеор Космос-666 Молния-2 Космос-667 Космос-668 Космос-669 Молния-1c	277 905 351 40900 342 519 244 35850	255 877 191 460 182 281 210 35850	51,6 81,2 62,8 62,8 65 71 81,3 0°4'	89,7 102,6 89,6 737 89,5 92,2 88,9 1439	Параметры орбиты после коррекции
47 48 49 50 51 52 53	Август 6 7 12 16 26 29 29	Космос-670 Космос-671 Космос-672 Космос-673 Союз- 15 Космос-674 Космос-675	307 369 339 648 275 343 1429	217 191 198 620 254 182 1370	50,6 62,8 51,8 81 51,6 65 74	89,5 89,7 88,6 97 89,6 89,5 113,7	Параметры орбиты после коррекции
54 55 56 57	Сентябрь 11 19 20 26	Космос-676 Космос-677÷ ÷Космос-684 Космос-685 Космос-686	840 1519 303 515	799 1451 208 281	74 74 65 71	101 115,3 89,4 92,2	Спутники выведены на орбиту одной ракетой- носителем
58 59 60 61 62 63 64 65 66	Октябрь 11 18 19 22 24 25 28 28 31	Космос-687 Космос-688 Космос-689 Космос-690 Молния-1 Космос-691 Метеор Луна-23 Интеркосмос-12	717 371 1032 389 40617 352 917 - 708	292 188 992 223 683 180 855 - 264	74 62,8 83 62,8 62,8 65 81,2 - 74,1	94,5 89,8 105,1 90,4 736 89,5 102,5 - 94,1	6 ноября совершила мяг- кую посадку на Луну
67 68 69 70 71 72	Ноябрь 1 4 16 20 21 27	Космос-692 Космос-693 Космос-694 Космос-695 Молния-3 Космос-696	315 271 344 493 40690 345	201 215 213 283 650 212	62,8 81,3 72,9 71 62,8 72,9	89,4 89,1 89,8 92 737 89,8
73 74 75 76 77 78 79 80 81	Декабрь 2 13 17 18 21 24 26 26 27	Союз- 16 Космос-697 Метеор Космос-698 Салют-4 Молния-2 Космос-699 Космос-700 Космос-701	223 415 910 566 40675 454 270 1012 339	177 182 861 515 641 436 219 976 210	51,8 62,8 81,2 74 62,9 65 51,6 83 71,4	88,4 90,2 102,4 95,3 737 93,2 89,1 105 89,8	Параметры орбиты после коррекции

КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ, ВЫПОЛНЕННЫЕ ЗА РУБЕЖОМ в 1974 г.
Орбитальная станция «Скайлэб»

В 1974 г. завершились работы по программе «Скайлэб»: 8 февраля с орбитальной станции «Скайлэб» на Землю возвратился третий и последний экипаж (см. Ежегодник БСЭ 1974 г., с. 531—537). Основные итоги эксплуатации станции приведены в табл. 1. Общая длительность проведенных космонавтами на борту станции медицинских экспериментов составила 855 час (по плану — 701 час); наблюдений Солнца, кометы Когоутека и других астрономических объектов с помощью комплекта астрономических приборов ATM — 755 час (565 час); астрофизических исследований — 412 час (168 час); технических и эксплуатационных экспериментов — 294 час (264 час); технологических экспериментов в условиях невесомости (плавка, пайка, получение сплавов, композиционных материалов и волокон, выращивание кристаллов и пр.) — 32 час (10 час); экспериментов, предложенных студентами и учащимися старших классов средней школы,— 56 час (44 час ). Проведено 90 сеансов исследований природных ресурсов с борта станции с помощью комплекта приборов EREP (по плану — 60 сеансов). Съемкой и зондированием были охвачены все материки, кроме Антарктиды.

Одним из основных достижений программы «Скайлэб» является демонстрация возможности пребывания человека в невесомости в течение нескольких месяцев без ущерба для здоровья и снижения работоспособности. Опыт полетов показал, что примерно на 35— 40-е сутки пребывания в невесомости прекращаются такие неблагоприятные явления, как потеря жидкостей организмом, уменьшение массы мышечной ткани, потеря красных кровяных шариков, уменьшение объема кровяной плазмы, а также выведение натриевых и калиевых электролитов из жидкостей тела. Полеты также показали, что все перечисленные явления полностью обратимы после возвращения в условия земного тяготения. Однако потеря кальция (0,3—0,4% в месяц) костной тканью в полете не стабилизируется, в отличие от изменений, перечисленных выше. При полете длительностью в несколько месяцев потеря кальция опасности не представляет, но из двух-трехлетнего полета к Марсу космонавты рискуют возвратиться с размягченными конечностями. По мнению американских специалистов, если не будут найдены иные способы борьбы с этим явлением, то при длительных межпланетных полетах в пилотируемых кораблях придется создавать искусственную силу тяжести.

Табл. 1. Некоторые итоги полетов экипажей на станции «Скайлэб»

Параметры, по которым подводятся итоги	Первый экипаж (Конрад, Кервин, Вейц)	Второй экипаж (Бин, Лусма, Гэрриот)	Третий экипаж (Карр, Поуг, Гибсон)	Итого
Длительность пребывания на станции Число витков Общее пройденное расстояние, млн. км Общая длительность выходов в открытый космос Число доставленных на Землю снимков от комплекта астрономических приборов ATM Число доставленных на Землю снимков от камер комплекта EREP для исследо- вания природных ресурсов Общая длина доставленных на Землю лент с записями qt других приборов комплекта EREP, км	28 сут 00 час 50 мин (25 мая — 22 июня 1973 г.) 404 18,5 5 час 51 мин (2 вы- хода) 30200 8900 13,7	59 сут 11 час 09 мин (28 июля— 25 сентяб- ря 1973 г.) 858 39,4 13 час 41 мин (3 вы- хода) 77600 14400 28,4	84 сут 01 час 16 мин (16 ноября 1973 г.— 8 февраля 1974 г.) 1214 55,5 22 час 22 мин (4 вы- хода) 75000 17000 30,0	171 сут 13 час 15 мин 2476 113,4 41 час 54 мин (9 вы- ходов) 182800 40300 72,1

Искусственные спутники Земли (ИСЗ)

В 1974 г. за рубежом выведены на орбиты 30 ИСЗ, в т. ч. 18 американских (один — серии «Эксплорер», один SMS, один NOAA, два DMS, один NTS, один ATS, два «Уэстар» и 9 секретных спутников ВВС США), четыре английских (два «Скайнет-2», один «Миранда» и один «Ариэль-5»), один западногерманский («Аэрос-2») один франко-западногерманский («Симфония-1»), один нидерландский (ANS-1), один итальянский («Сан Марко-4»), один испанский («Интасат-1»), один японский («Тансей-2»), один международного консорциума ITSO (INTELSAT-4F) и один международной корпорации AMSAT («Оскар-7»). Все спутники, кроме «Тансей-2», выведены на орбиты американскими ракетами-носителями.

Основные сведения об орбитах перечисленных ИСЗ помещены в табл. 2. Ниже дается описание некоторых из них.

«Эксплорер-52» (табл.¹ , № 13). Первый американский исследовательский спутник типа «Хокай» ² , предназначенный для изучения взаимодействия солнечного ветра с магнитным полем Земли, в основном над северной полярной областью. Масса спутника 26,6 кг. Корпус его представляет собой восьмигранную призму, переходящую в восьмигранную усеченную пирамиду. Высота корпуса 0,75 м, максимальный поперечный размер 0,75 м, минимальный 0,25 м. Спутник оснащен магнитометром, прибором для измерения энергетического спектра и углового распределения электронов и протонов, а также приемниками низкой частоты для измерения параметров электрического и магнитного полей. Магнитометр вынесен на стержне длиной 1,6 м. Приемники используют рамочную антенну на другом стержне длиной 1,6 м и две штыревые антенны длиной по 23 м. Все приборы разработаны университетом штата Айова.

Спутник выведен на эллиптическую орбиту с апогеем над северным полушарием. Расчетная высота перигея орбиты 500 км, апогея — 100 000 км, фактическая, соответственно,— 470 и 125 600 км. Согласно заявлениям руководителей программы, выход на нерасчетную орбиту не помешает выполнению намеченных задач. Критическая высота апогея (129 000 км) не превышена. Несколько более низкий перигей скажется на продолжительности баллистического существования спутника, но не настолько, чтобы помешать исследованиям, рассчитанным на год.

¹Здесь и далее имеется в виду табл. 2.

²Hawkeye — ястребиный глаз.

Рис. 1. Спутник SMS-1. Рис. 2. Спутник NTS-1. Рис. 3. Спутник ATS-6: 1 — блок оборудования для проведения экспериментов народнохозяйственного назначения; 2 — ферменная конструкция; 3 — антенна метрового диапазона; 4 — панель с солнечными элементами; 5 — магнитометр; 6 — блок приборов для проведения научных исследований; 7 — параболический отражатель остронаправленной антенны. Рис. 4. Спутник «Скайнет-2»: 1 — солнечные элементы; 2 — солнечные датчики (2); 3 — датчики направления на Землю; 4 — антенна командно-телеметрической системы; 5 — передний теплозащитный экран; 6 — механизм противовращения антенны 7; 7 — антенна ретрансляционной системы; 8 — теплозащитный экран бортового РДТТ; 9 — несущая коническая конструкция; 10 — микродвигатели (2), вектор тяги которых перпендикулярен оси вращения спутника; 11 — полка для монтажа оборудования; 12 — микродвигатели (2), вектор которых параллелен оси вращения спутника; 13 — бортовой РДТТ; 14 — бачки (4) с гидразином для микродвигателей; 15 — задний теплозащитный экран. Рис. 5. Спутник «Миранда» (Х-4): 1 — панель с солнечными элементами; 2 — микродвигатели на пропане; 3 — баллон с пропаном; 4 — инфракрасный датчик горизонта; 5 — солнечный датчик точной ориентации; 6 — датчик альбедо; 7 — солнечный датчик грубой ориентации; 8 — телескопическая штанга для развертывания панели 1. Рис. 6. Спутник «Симфония-1»: 1 — рупорная приемная антенна; 2 — облучатель антенны 3; 3 — остронаправленная параболическая передающая антенна; 4 — «апогейный» ЖРД; 5 — бачок с компонентами топлива для ЖРД 4; 6 — панель с солнечными элементами; 7 — солнечный датчик; 8 — микродвигатель; 9 — инфракрасный датчик Земли. Рис. 7. АМС «Гелиос-1»: 1 — всенаправленная антенна; 2 — малонаправленная антенна; 3 — остронаправленная антенна; 4 — коническая часть корпуса; 5 — жалюзи; 6 — теплоизолирующие маты; 7 — магнитометр; 8 — баллон со сжатым газом для микродвигателей; 9 — фотометр зодиакального света; 10 — антенна для регистрации радиошумов.

SMS¹ -1 (табл., №11). Первый экспериментальный метеорологический ИСЗ, выведенный на стационарную орбиту. Он предназначен для передачи на Землю изображений облачного покрова, для ретрансляции потребителям информации, передаваемой метеоцентрами, для ретрансляции в центры сбора данных информации от автоматических измерительных станций, расположенных на суше, в реках, озерах, океане, на воздушных шарах, судах и пр., а также для регистрации корпускулярного и рентгеновского излучения Солнца с целью прогнозирования солнечных вспышек и для регистрации изменений магнитного поля Земли на высоте стационарной орбиты.

Масса спутника 625 кг. Цилиндрический корпус (рис. 1) имеет высоту 1,65 м и диаметр 1,42 м. Смонтированные на корпусе солнечные элементы обеспечивают мощность 120 вт. На орбите спутник стабилизируется вращением (100 об/мин). Бортовая антенна со 128 директорными элементами имеет электронную систему противовращения. Ориентацию оси вращения (перпендикулярно плоскости орбиты) и коррекцию стационарной орбиты обеспечивают микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина. Для перевода спутника с переходной эллиптической орбиты на стационарную служит бортовой РДТТ. Основным прибором спутника является радиометр VISSR, снабженный телескопом системы Кассегрена с главным зеркалом диаметром 40,6 см. Прибор ведет съемку облачного покрова в видимых лучах (0,55—0,70 мк) в дневное время с разрешением до 0,9 км, а также в инфракрасных лучах (10,5—12,5 мк) в дневное и ночное время с разрешением до 9 км. Полное сканирование области, видимой со спутника, проводится каждые 30 мин. Полученные изображения передаются на Землю с информативностью 2,8-10 ⁷ бит/сек. Бортовой передатчик изображений имеет мощность 20 вт, рабочая частота ~ 1690 Мгц. Прием информации ведет станция на о. Уоллопс (США, штат Виргиния), оснащенная антенной с отражателем диаметром 18 м. От автоматических измерительных станций спутник ретранслирует информацию о сейсмических колебаниях, ветре, осадках, влажности, течениях, температуре, уровне воды и т. д. Часть станций передает информацию только по запросу спутника, остальные — через определенные интервалы времени без запросов. Если какой-либо станцией зарегистрировано явление, требующее срочного оповещения, она сама вызывает спутник на частоте срочной связи. Станции ведут передачу по одному каналу с информативностью 100 бит/сек.

Ракета-носитель вывела спутник на нерасчетную переходную орбиту, поэтому бортовой РДТТ не смог обеспечить перевод точно на стационарную орбиту. Высота орбиты была скорректирована с помощью микродвигателей, однако на коррекцию наклонения орбиты запаса топлива микродвигателей не хватило бы, и наклонение осталось больше расчетного примерно на 1°. Из бортового запаса гидразина (32,7 кг) осталось 7 кг. Этого считают достаточным для эксплуатации спутника в намеченном режиме в течение всего расчетного срока активного существования (5 лет). Первоначально спутник был выведен над 45° з. д., чтобы в его поле зрения находился Атлантический океан, и спутник можно было использовать в рамках международного тропического эксперимента GATE («Тропэкс-74»). В конце 1974 г., по завершению этого эксперимента, спутник был переведен над 75° з. д., где и остается. В этой точке в поле зрения спутника находятся средняя и восточная части территории США, а также западная часть Атлантического океана.

¹ Synchronous Meteorological Satellite — метеорологический спутник на стационарной орбите.

NOAA-4 (табл., № 25). Очередной американский эксплуатационный метеорологический спутник NOAA (ITOS-G). Масса спутника 339 кг. По конструкции и служебному оборудованию он аналогичен предыдущим спутникам серии ITOS (см. Ежегодник БСЭ 1971 г с. 503, 504, 507; 1973 г., с. 531; 1974 г., с. 527). На спутнике NOAA-4 установлены такие же научные приборы, как на спутниках NOAA-2 (ITOS-D) и NOAA-3 (ITOS-F).

DMS¹. Метеорологический спутник Министерства обороны (ВВС) США. В 1974 г. было запущено два спутника DMS (табл., № 6, № 17). Описание см. в Ежегоднике БСЭ 1974 г., с. 527.

¹Defense Meteorological Satellite — метеорологический спутник Министерства обороны. До 1974 г. в Ежегодниках БСЭ эти спутники включались в раздел «Секретные спутники ВВС США», а в Ежегоднике 1974 г. (с. 527) выделены из этого раздела и названы «Метеорологические спутники (без названия) ВВС США». Название этих спутников (DMS) появилось в открытой иностранной печати только в 1974 г.

NTS¹ -1 (табл., № 15). Экспериментальный спутник для изучения проблем, связанных с созданием военной спутниковой навигационной системы «Навстар ² ». Масса спутника (рис. 2) 295 кг. Он снабжен гравитационной системой ориентации и стабилизации. Электропитание обеспечивают солнечные элементы. На спутнике установлены два рубидиевых стандарта частоты («атомные часы») и два кварцевых стандарта частоты для сравнительных экспериментов. Рубидиевые стандарты, используемые на американских спутниках впервые, функционируют удовлетворительно. Бортовые передатчики навигационных сигналов работают на двух частотах 335 и 1580 Мгц, что позволяет вносить поправки на ионосферную рефракцию. Одна из задач спутника — изучение влияния помех, создаваемых листвой, а также влияния многолучевого распространения сигнала на его захват и декодирование. Эксперименты должны, в частности, показать, будет ли сигнал, передаваемый с борта, достаточно сильным при неблагоприятных условиях приема.

¹Navigation Technology Satellite — навигационный спутник для отработки технологии. Прежнее название спутника «Таймейшн-3А». Спутник «Таймейшн-2» запущен 30 сентября 1969 г. (Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 511, таблица, сноска 5). О спутнике «Таймейшн-1» сведений нет.

²NAVSTAR (Navigation STAR) — навигационная звезда.

ATS¹ -6 (табл., № 12). Первый и единственный спутник ATS «второго поколения»², предназначен для проведения следующих экспериментов, связанных с созданием перспективных спутниковых систем народнохозяйственного назначения: непосредственное телевизионное вещание на приемники с малогабаритными антеннами (диаметр 3 м) в отдаленных и труднодоступных населенных пунктах США (1974—75 гг.), Бразилии (1975 г.) и Индии (1975—76 гг.); навигационное обеспечение самолетов и судов; обеспечение связи наземных станции командно-измерительного комплекса с космическими объектами, в частности с кораблем «Аполлон», который должен быть запущен в июле 1975 г. в рамках совместной американо-советской программы ЭПАС; исследование взаимных помех, создаваемых спутниковыми и наземными радиосредствами, работающими в УКВ диапазоне, в частности помех для наземных радиотелескопов; изучение распространения радиоволн субмиллиметрового диапазона (13; 18; 20 и 30 Ггц); передача на Землю изображений облачного покрова в видимых и инфракрасных лучах; регистрация протонов низкой энергии, космических лучей солнечного происхождения и авроральных частиц, измерение ускорения энергетических частиц; изучение радиационного повреждения различных типов солнечных элементов; исследование магнитного поля Земли; испытания цезиевых ионных двигателей, предназначенных для коррекции орбиты; определение дальности с использованием бортовых лазерных отражателей.

Масса спутника ATS-6 (рис. 3) ~ 1400 кг, высота 8,2 м. Он снабжен раскрывающейся в космосе антенной с отражателем диаметром 9 м. Отражатель использует 48 ребер из алюминиевого сплава, на которые натянута сетка из гибкого материала и дакроновая ткань с медным покрытием. Панели с солнечными элементами, имеющие форму полуцилиндров, вынесены на кронштейнах длиной по 7,9 м. Общее число элементов на двух панелях ~21 600, они должны обеспечивать мощность не менее 470 вт в конце расчетного срока (7 лет) активного существования спутника. Система терморегулирования включает в себя жалюзи, тепловые трубки и многослойную теплоизоляцию. В системе ориентации и стабилизации используются две цифровые и одна аналоговая вычислительные машины, гироскопы, солнечные датчики для грубой ориентации по рысканию и крену, датчики направления на Землю для точной ориентации по тангажу и крену, два датчика Полярной звезды для точной ориентации по рысканию; экспериментальная интерферометрическая система для точной ориентации по тангажу и крену, а также приемник моноимпульсных сигналов для наведения остронаправленной антенны спутника на наземный передатчик. Исполнительными органами системы ориентации и стабилизации служат маховики и микродвигатели на гидразине. Последние используются и для коррекции стационарной орбиты спутника. Точность ориентации 0,01—0,1°. Радиотехническое оборудование спутника включает в себя шесть приемников и девять передатчиков, работающих на 17 различных частотах (от 136 Мгц до 30 Ггц).

Спутник был выведен на стационарную орбиту над 94° з. д., чтобы в его поле зрения находилась территория США. Успешно проводятся эксперименты по непосредственному телевизионному вещанию на приемники с малогабаритными антеннами в труднодоступных населенных пунктах Аппалачского плато, Скалистых гор и Аляски, а также эксперименты по навигационному обеспечению самолетов и судов в Атлантическом океане и в восточной части Тихого океана. На Землю было передано более 1000 снимков облачного покрова.

¹Application Technology Satellite — спутник для отработки прикладной техники.

²О спутниках ATS «первого поколения» см. Ежегодник БСЭ 1969 г., с. 505 и 1970 г., с. 503.

«Уэстар»¹ (табл., № 10 и 20). В 1974 г. запущены первые два спутника «Уэстар», предназначенные для использования в региональной коммерческой спутниковой системе связи «Домсат»², принадлежащей американской фирме Western Union Telegraph. Эта система, обслуживающая территорию США, должна использовать три спутника на стационарной орбите (один из них запасной). Спутник «Уэстар-1» выведен над 99° з. д., «Уэстар-2» — над 90° з. д.

Спутники «Уэстар», изготовленные по контракту фирмы Western Union Telegraph американской фирмой Hughes Aircraft, аналогичны спутникам «Аник», разработанным фирмой Hughes Aircraft для региональной коммерческой спутниковой системы связи Канады (см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 535 и 1974 г., с. 529). Масса спутника «Уэстар» 575 кг, длина корпуса 3,4 м, диаметр 1,8 м. Служебные системы такие же, как на спутнике «Аник». Спутник «Уэстар» оснащен 12 ретрансляторами, использующими усилители на ЛБВ. Ширина полосы каждого ретранслятора 36 Мгц, прием ведется в диапазоне 5927—6403 Мгц, передача в диапазоне 3702—4178 Мгц. Каждый ретранслятор обеспечивает одностороннюю радиотелефонную связь по 1200 каналам, или передачу одной программы цветного телевидения, или передачу цифровых данных с информативностью до 5·10 ⁷ бит/сек. Расчетная продолжительность активного существования спутника 7 лет.

В спутниковой системе «Домсат» фирмы Western Union Telegraph используются пять наземных станций: главная станция управления и связи в Гленвуде (близ Нью-Йорка) и станции связи близ Атланты, Далласа, Лос-Анджелеса и Чикаго. В дальнейшем предусматривается строительство станций на о. Пуэрто-Рико и в других районах. Система связи «Домсат» эксплуатируется не только гражданскими, но и военными потребителями.

¹Westar (Western Star) — западная звезда. Слово «западный» (Western) входит в название фирмы Western Union Telegraph, которой принадлежат спутники.

²Domsat (Domestic Satellite) — спутник для внутренних нужд страны.

Секретные спутники ВВС США. Официальных сведений о названиях и задачах секретных спутников не публикуется. Согласно неофициальным данным, в 1974 г. были выведены на орбиты секретные спутники следующих типов:

1. Три спутника, запускаемые ракетами-носителями «Титан-3В» на орбиты с перигеем ~ 135 км и наклонением 110° (табл., № 2, 14, 18). Ранее спутники, выводимые на такие орбиты ракетами «Титан-3В», обозреватели считали предназначенными для детальной фоторазведки (см. Ежегодники БСЭ 1973 г., с. 534 и 1974 г., с. 527). Объекты этого типа, запущенные в 1974 г., некоторые обозреватели продолжают относить к спутникам для детальной фоторазведки, в частности полагают, что запуск третьего из них (14 августа) был приурочен к развитию турецкого наступления на Кипре. Другие обозреватели считают, что назначение этих объектов иное: возможно, проведение экспериментов, связанных с созданием перспективных спутников для наблюдения за океаном. Один из аргументов этих обозревателей в пользу иного назначения спутников, запущенных ракетами-носителями «Титан-3В» в 1974 г., является значительно более продолжительное существование на орбите (до 46—47 суток) ¹, чем у спутников, запускавшихся ракетами «Титан-3В» в прошлые годы (20—30 суток). Эти обозреватели считают, что функции детальной разведки полностью перешли к спутникам «Биг Бёрд».

2. Два спутника «Биг Бёрд» («Биг Бёрд-8» и «Биг Бёрд-9», табл., № 7 и 22). Так в неофициальных источниках называют спутники, запускаемые ракетами-носителями «Титан-3В» на орбиты с перигеем ~150 км и наклонением 94—97°. Эти спутники считают предназначенными для детальной и обзорной фоторазведки (см. Ежегодники БСЭ 1973 г., с. 534 и 1974 г., с. 527, 528). Спутник «Биг Бёрд-8» прекратил существование 28 июля 1974 г., спутник «Биг Бёрд-9» продолжал обращаться по орбите и в 1975 г. Согласно неофициальным данным, масса спутников «Биг Бёрд» составляет 13,3 т (включая вес запаса топлива для маневрирования), длина 15 м, диаметр 3 м.

3. Четыре спутника, запускаемые ракетами-носителями «Титан-3В» в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе со спутниками «Биг Бёрд», но на более высокие орбиты (табл., № 8, 9, 23 и 24). Эти объекты считают малыми спутниками военного назначения (см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 535) с массой ~60 кг, длиной 0,3 м и диаметром 0,9 м. Большинство обозревателей полагает, что они предназначены для радиотехнической разведки (получение информации о характеристиках излучения и режимах работы радиолокаторов потенциальных противников и пр.).

¹Спутник, запущенный 13 февраля, прекратил существование 17 марта, запущенный 6 июня — 23 июля, запущенный 14 августа — 29 сентября.

«Скайнет-2» (табл., № 1 и 29). Эти спутники предназначены для английской военной системы связи, в которой используются как наземные, так и корабельные станции. Они изготовлены английской фирмой Marconi по контракту Министерства обороны Великобритании¹. Эта же фирма изготовила большую часть станций. Масса спутника 435 кг, высота цилиндрического корпуса (рис. 4) 2 м, диаметр 1,9 м. На боковой поверхности корпуса смонтированы солнечные элементы, на одном из днищ по продольной оси — остронаправленная антенна ретрансляционной системы. Для перевода с переходной орбиты на стационарную служит бортовой РДТТ. На орбите спутник стабилизируется вращением (90 об/мин). Антенный блок имеет механическую систему противовращения. Ориентацию оси вращения, с тем чтобы она была перпендикулярна плоскости орбиты, обеспечивают четыре импульсных микродвигателя, работающие на продуктах разложения гидразина. Два из них, расположенные на днище, имеют вектор тяги, параллельный оси вращения, остальные два, расположенные на «экваторе» корпуса,— перпендикулярный этой оси. Микродвигатели используются также для смещения спутника в заданную точку стационарной орбиты и для коррекции этой орбиты. В системе ориентации используются солнечные датчики и датчики направления на Землю.

В 1974 г. были запущены два спутника «Скайнет-2». Спутник «Скайнет-2А» из-за неисправности системы ориентации второй ступени ракеты-носителя вышел на переходную орбиту с очень низкими перигеем и апогеем (96,5 X 3404 км вместо 185 X 36 000 км). Попытка повысить орбиту с помощью бортового РДТТ успехом не увенчалась, и через несколько суток после запуска спутник под влиянием аэродинамического торможения сошел с орбиты и сгорел в верхних слоях атмосферы.

Спутник «Скайнет-2В» выведен на стационарную орбиту над Сейшельскими островами (Индийский океан). В его поле зрения находятся Европа, Азия (без полярных районов), Африка и Индийский океан. Рабочий диапазон бортовой ретрансляционной системы в режиме приема 7975—8025 Мгц, в режиме передачи 7250—7300 Мгц. Расчетная продолжительность активного существования спутника 5 лет. Он может использоваться наземными и корабельными станциями спутниковой связи, принадлежащими не только Великобритании, но также США и НАТО. Аналогичным образом английские станции военной спутниковой системы связи могут использовать ИСЗ, принадлежащие США и НАТО.

«Миранда»² (табл., № 5). Экспериментальный спутник, разработанный в Великобритании и предназначенный в основном для испытаний первой отечественной трехосной системы ориентации для космических объектов. Масса спутника 93,4 кг. Корпус (рис. 5) сотовой конструкции, изготовленный из алюминиевого сплава, имеет форму прямоугольного параллелепипеда размерами 66 X 66 X 84 см. На корпусе смонтированы две телескопические штанги, к которым крепятся четыре панели с тонкими (0,127 мм) кремниевыми солнечными элементами, которые тоже являются экспериментальными. Размах панелей 2,5 м. Развертывание панелей обеспечивается путем выдвижения штанг. Испытываемая на спутнике система ориентации включает в себя гиростабилизированную платформу, солнечные датчики, инфракрасный датчик земного горизонта, датчик звезды Канопус и датчики альбедо, а в качестве исполнительных органов — микродвигатели, работающие на сжатом пропане. Ориентация по трем осям обеспечивается с точностью до 3'. Датчики альбедо в качестве чувствительного прибора системы ориентации (по тангажу) используются на спутниках впервые. Система ориентации, разработанная Королевским авиационным институтом в Фарнборо, предназначена для использования на перспективных спутниках, служащих экономическому развитию.

¹О спутниках «Скайнет-1» того же назначения, но изготовленных в США, см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 503.

²Назван по имени персонажа драмы Шекспира «Буря». Спутник имеет также название Х-4. Предыдущий английский спутник серии X, что означает «экспериментальный», был запущен в 1972 г. (спутник Х-3 или «Просперо», см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 524).

«Ариэль ¹ -5» (табл., № 21). Очередной английский исследовательский спутник «Ариэль» (UK ² ). Этот образец спутника предназначен для регистрации рентгеновского излучения галактических источников, в частности черных дыр, двойных звезд, сверхновых, пульсаров, ядер и скоплений галактик. Масса спутника 135 кг, корпус имеет форму цилиндра (высота 0,86 м, диаметр 0,96 м). На орбите спутник стабилизируется вращением. Путем ориентации оси вращения установленные на спутнике приборы наводятся на заданные небесные объекты. Демпфер нутации обеспечивает удержание оси вращения в заданном положении (отклонение не более 0,1°) в течение 25 мин [подробнее о служебных системах спутников «Ариэль» см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 520; о спутнике «Ариэль-4» (UK-4) см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 524].

На спутнике «Ариэль-5» установлены пять детекторов рентгеновского излучения, разработанных в Великобритании, и один, разработанный в США. Детекторы регистрируют излучение в нескольких энергетических диапазонах: 1—7, 1—20, 2—30, 3—20, 30—1500 кэв и др. Фактическая орбита спутника несколько отличается от расчетной круговой орбиты высотой 500 км, однако, по заявлению английских специалистов, это не помешает запланированным наблюдениям.

«Аэрос-2» (табл., № 16). Спутник, предназначенный для аэрономических исследований, создан западногерманской фирмой Dornier по контракту Министерства научных исследований ФРГ. По конструкции, служебному и научному оборудованию спутник «Аэрос-2» аналогичен спутнику «Аэрос-1», выведенному на орбиту в 1972 г. (см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 535). С помощью спутника «Аэрос-2» предполагают более глубоко изучить физико-химические процессы в верхней атмосфере, что позволило бы повысить достоверность метеорологических прогнозов и решить некоторые проблемы радиосвязи. Информация от этого спутника сопоставляется с информацией от американского спутника «Эксплорер-51» и итальянского спутника «Сан Марко-4», также предназначенных для аэрономических исследований (см. Ежегодники БСЭ 1974 г., с. 526 и 1975 г., с. 556). Согласно расчетам, примерно через 130 суток после вывода спутника «Аэрос-2» на орбиту под влиянием аэродинамического торможения высота перигея снизится примерно до 200 км. Тогда могут быть включены бортовые микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина, с тем чтобы увеличить высоту орбиты и длительность существования спутника.

¹Назван по имени персонажа драмы Шекспира «Буря»,

²United Kingdom — Соединенное Королевство.

«Симфония-1» (табл., № 30). Первый франко-западногерманский экспериментальный связной спутник. Он предназначен для ретрансляции радио- и телевизионных передач на малогабаритные стационарные и мобильные наземные станции, передачи данных в цифровой форме, обмена информацией между ЭВМ, связи с судами и пр. Возможно, по завершении экспериментов, рассчитанных на два года, спутник начнут использовать в коммерческой системе связи (расчетная продолжительность его активного существования 5 лет). Спутник обеспечивает передачу двух программ цветного телевидения со звуковым сопровождением по 8 каналам или одностороннюю радиотелефонную связь по 1200 каналам. Масса спутника 402 кг. Корпус его (рис. 6) имеет форму многогранной призмы высотой 0,5 м с поперечным размером 1,85 м. Размах панелей с солнечными элементами ~7 м. В трехосной системе ориентации используются солнечные датчики и инфракрасные датчики Земли, а в качестве исполнительных органов маховик и восемь микродвигателей тягой по 0,1 кг, работающих на сжатом азоте. Коррекцию орбиты обеспечивают семь ЖРД тягой 0,8—1,3 кг, работающих на монометилгидразине и четырехокиси азота. 21 888 солнечных элементов, размещенные по обеим сторонам трех панелей, должны вырабатывать мощность 187 вт в конце периода активного существования. Бортовой «апогейный» ЖРД тягой 40 кг, работающий на аэрозине-50 и четырехокиси азота, обеспечивает перевод спутника с переходной орбиты на стационарную. Спутник оснащен двумя ретрансляторами: прием в диапазоне 5940—6410 Мгц, передача в диапазоне 3715—4185 Мгц (эффективная излучаемая мощность 29 дб-вт). Рупорная приемная антенна имеет ширину диаграммы направленности 17,2°, две параболические остронаправленные передающие антенны — 13 X 8°. Спутник выведен на стационарную орбиту над Атлантическим океаном (над 11,5° з. д.). Одна параболическая антенна обслуживает американскую, вторая — евро-африканскую зону. Главные станции для проведения экспериментов со спутниками «Симфония» находятся в Плёмёр-Боду (Франция) и Райстинге (ФРГ). Центры управления в Тулузе (Франция) и Оберпфаффенхофене (ФРГ).

ANS¹ -1 (табл., № 19). Спутник, предназначенный для астрономических исследований в рентгеновских и ультрафиолетовых лучах, создан по контракту нидерландского правительства двумя нидерландскими фирмами Fokker-VFW и Philips. Участие в создании спутника принимали Нидерландский институт прикладной физики, Гронингенский и Утрехтский университеты. С помощью установленных на спутнике приборов в течение 6 месяцев (расчетная продолжительность активного существования спутника) предполагалось исследовать 2000—3000 звезд ранних спектральных классов до 10-й величины.

Масса спутника 130 кг, высота корпуса 1,23 м, поперечный размер 0,61 м, размах панелей с солнечными элементами 1,44 м. Эти элементы вырабатывают мощность 81 вт. Трехосная система ориентации, имеющая точность 1', использует маховики и магнитные устройства. Бортовая ЦВМ с габаритами 40 X 20 X 13 см и емкостью памяти 0,46-10⁶ бит обеспечивает заданную ориентацию, выполнение программы экспериментов и обработку данных. На спутнике установлены два ультрафиолетовых (1500—3300 Ằ) телескопа системы Кассегрена с апертурой 22 см, фотометры для регистрации мягкого (0,3 — 5 кэв) и жесткого (2—40 кэв) рентгеновского излучения небесных объектов, магнитометр. Все приборы изготовлены в Нидерландах, за исключением прибора для регистрации жесткого рентгеновского излучения, который создан в США. Американская ракета-носитель «Скаут» вывела спутник ANS-1 на орбиту с высотой в апогее 1173 км, в перигее 267 км. Эта орбита значительно отличается от расчетной круговой орбиты высотой ~500 км, что позволит спутнику выполнить задачи только на 80%: при прохождении спутника на высотах, превышающих расчетные, ухудшается отношение сигнал-шум поступающих на Землю сигналов от бортовых передатчиков.

¹Astronomishe Nederlandse Satelliet - астрономический нидерландский спутник.

«Сан Марко-4» (табл., № 4). Очередной итальянский спутник для аэрономических исследований, аналогичный по конструкции и служебному оборудованию предыдущим спутникам этой серии (см. Ежегодники БСЭ 1968 г., с. 519, 520 и 1972 г., с. 525). Масса спутника «Сан Марко-4» 163,7 кг. На нем установлены акселерометр для измерения аэродинамического торможения в атмосфере и два масс-спектрометра для регистрации изменений концентрации, состава и температуры верхней атмосферы в экваториальной зоне в зависимости от солнечной и геомагнитной активности. Акселерометр разработан итальянскими, масс-спектрометры—американскими учеными. Информация, получаемая от спутника «Сан Марко-4», сопоставляется с информацией от спутников «Эксплорер-51» и «Аэрос-2» (см. Ежегодники БСЭ, 1974 г., с. 526 и 1975 г., с. 555), которые также предназначены для аэрономических исследований, но на более высоких широтах и на меньшей (от 120 км) высоте.

«Интасат¹ -1» (табл., № 27). Первый спутник, изготовленный в Испании (Национальным институтом аэрокосмической техники в сотрудничестве с английской фирмой Hawker Siddeley Dynamics). Он предназначен для исследования ионосферы, в частности для измерения электронной концентрации. Масса спутника 20 кг. Корпус его представляет собой двенадцатигранную призму высотой 0,45 м с максимальным поперечным размером 0,44 м. К корпусу кренятся четыре антенны метрового диапазона длиной по 0,55 м для передачи телеметрической информации и две антенны длиной по 1,9 м для зондирования ионосферы. На боковых гранях корпуса монтируются солнечные элементы. В системе электропитания используется также никель-кадмиевая батарея. Исследованиями, проводимыми с помощью этого спутника, руководит Национальная комиссия по космическим исследованиям Испании. В них участвуют 30—40 групп ученых в различных странах. Результаты исследований представляются в Центр имени Годдарда (NASA). Спутник «Интасат-1» (как и спутник «Оскар-7») запущен в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе со спутником NOAA-4 одной ракетой-носителем.

¹INTASAT (Institute Nacional de Technica Aerospacial SATellite) — спутник Национального института аэрокосмической техники.

«Тансей-2» (табл., № 3). Японский спутник для оценки характеристик ракеты-носителя «Ми-3С»¹. Масса спутника 56 кг. Ракета-носитель «Ми-3С» представляет собой трехступенчатый вариант использовавшейся ранее твердотопливной четырехступенчатой ракеты-носителя «Ми-4S», но, в отличие от этой ракеты-носителя, имеет вторую ступень, оснащенную как системой регулирования вектора тяги (ввод фреона в закритическую часть сопла), так и двигателями ориентации, смонтированными на корпусе. Эти средства существенно уменьшили разброс орбиты по сравнению с ракетой-носителем «Ми-4S». На спутнике «Тансей-2» установлены некоторые научные приборы, которые функционировали нормально. Бортовые батарейные источники питания спутника были рассчитаны на работу в течение двух недель.

¹Спутник «Тансей-1», запущенный в 1971 г. (см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 524), предназначался для оценки характеристик ракеты-носителя «Ми-4S».

INTELSAT-4F (табл., № 28). Шестой спутник серии INTELSAT-4 для использования в глобальной коммерческой системе связи, принадлежащей международному консорциуму ITSO (INTELSAT). Спутник выведен на стационарную орбиту над Тихим океаном в точку 174° в. д. Находившийся вблизи этой точки ранее выведенный на стационарную орбиту ИСЗ INTELSAT-4C переведен в точку 179° в. д. После ввода в эксплуатацию спутника INTELSAT-4F спутник INTELSAT-4C стал резервным. Спутник INTELSAT-4F полностью аналогичен ранее запущенным спутникам серии INTELSAT-4 (см. Ежегодники БСЭ 1972 г., с. 525, 1973 г., с. 536 и 1974 г., с. 529).

«Оскар-7» (табл., № 26). Очередной малый спутник-ретранслятор «Оскар». Как и предыдущие спутники «Оскар» (см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 533, 534), он предназначен для использования радиолюбителями, но, помимо этого, для практического обучения школьников и студентов основам спутниковой связи. Спутник «Оскар-7» изготовлен радиолюбителями США, Канады, Австралии и ФРГ, являющимися членами Международной бесприбыльной корпорации AMSAT ¹. Этот ИСЗ (как и ИСЗ «Интасат-1») запущен в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе со спутником NOAA-4 одной ракетой-носителем. Масса спутника «Оскар-7» 29,5 кг. Корпус его представляет собой параллелепипед длиной 0,43 м и шириной 0,42 м. На корпусе монтируются солнечные элементы. Спутник оснащен двумя ретрансляторами. Один работает на волне 2 м в режиме приема и 10 м в режиме передачи, второй, соответственно, на волнах 70 см и 2 м. Через спутник может осуществляться голосовая, радиотелеграфная и радиофототелеграфная связь между радиолюбитолями, находящимися на расстоянии до 8000 км друг от друга. Он снабжен телеметрической и командной системами.

¹AMature SATellite — спутник радиолюбителей.

№ п/п	Дата запуска	Название ИСЗ	Ракета-носитель	Высота орби- ты в апогее (км)	Высота орби- ты в перигее (км)	Наклонение орбиты (град)	Период обра- щения (мин)
1 2 3 4 5 6	19 января 13 февраля 16 февраля 18 февраля 9 марта 16 марта	«Скайнет-2А» Секретный «Тансей-2» «Сан Марко-4» «Миранда» (Х-4) DMS	«Торад-Дельта» «Титан-3 В» «Ми-3 С» «Скаут» «Скаут» «Тор-Бёрнер 2»	3404 392,6 3235 909 916 877	96,5 133,6 283 232 713 782	37,60 110,44 31,23 2,92 97,81 98,94	121,48 89,78 121,60 95,89 101,23 101,54
7 8 9	10 апреля	Секретный Секретный Секретный	«Титан-3D»	285 830 531	153 785 503,7	94,52 94,61 94,00	88,91 101,07 95,01
10 11 12	13 апреля 17 мая 30 мая	«Уэстар-1» SMS-1 ATS-6	«Торад-Дельта» «Торад-Дельта» «Титан-3С»	Стационарная орбита Стационарная орбита Стационарная орбита
13	3 июня	«Эксплорер-52» («Хокай»)	«Скаут»	125530	470	89,78	3033,00
14 15 16 17 18 19	6 июня 14 июля 16 июля 9 августа 14 августа 30 августа	Секретный NTS-1 «Аэрос-2» DMS Секретный ANS-1	«Титан-3В» «Атлас F» «Скаут» «Тор-Бёрнер 2» «Титан-3В» «Скаут»	394 13779 879 870 394 1173	135 13356 221 808 136 267	110,49 125,1 97,44 98,86 110,49 98,02	89,81 468,70 95,65 101,70 89,80 99,00
20	10 октября	«Уэстар-2»	«Торад-Дельта»	Стационарная орбита
21	15 октября	«Ариэль-5» (UK-5)	«Скаут»	566	502	2,90	95,30
22 23 24	29 октября	Секретный Секретный Секретный	«Титан 3D»	272 536 3795	163 520 151	96,69 96,06 96,98	88,86 95,22 126,59
25 26 27	15 ноября	NOAA-4 (ITOS-G) «Оскар-7» «Интасат-1»	«Торад-Дельта»	1468 1478 1472	1463 1453 1448	101,75 101,75 101,73	114,90 114,95 114,80
28 29 30	22 ноября 23 ноября 19 декабря	INTELSAT-4F «Скайнет-2В» «Симфония-1»	«Атлас-Центавр» «Торад-Дельта» «Торад-Дельта»	Стационарная орбита Стационарная орбита Стационарная орбита

Автоматические станции для исследования планет и межпланетного пространства

В 1974 г. запущена западногерманская автоматическая межпланетная станция (АМС) «Гелиос-1» для исследования околосолнечного пространства. Запущенная в 1973 г. американская АМС «Маринер-10» в 1974 г. совершила пролет около Венеры и дважды пролет около Меркурия с проведением съемки и зондирования обеих планет.

Запущенная в 1973 г. американская АМС «Пионер-11» в 1974 г. совершила пролет около Юпитера с проведением съемки и зондирования этой планеты и под влиянием ее тяготения перешла на траекторию полета к Сатурну, с которым сблизится в 1979 г.

«Гелиос-1». Станция, изготовленная по контракту Министерства научных исследований ФРГ западногерманским концерном МВБ, запущена 10 декабря 1974 г. с мыса Канаверал американской ракетой-носителем «Титан-3Е» (с дополнительной твердотопливной ступенью) и выведена на гелиоцентрическую орбиту с афелием ~150 млн. км и перигелием ~45 млн. км. Период обращения ~190 сут. АМС предназначена для исследования солнечного ветра, межпланетного магнитного поля, космического излучения, зодиакального света, метеорных частиц и радиошумов в околосолнечном пространстве, а также для проведения экспериментов по регистрации явлений, предсказанных общей теорией относительности. Эти исследования важны для уяснения фундаментальных процессов в околосолнечном пространстве и значения их для Земли. 15 марта 1975 г. в перигелии АМС подошла к Солнцу на 0,31 астрономической единицы — ближе, чем любая АМС, запущенная до сих пор.

Масса АМС «Гелиос-1» 370 кг, высота, включая антенный блок, 4,2 м, максимальный диаметр корпуса 2,77 м. К корпусу, имеющему форму катушки (рис. 7), крепится штанга длиной 3,2 м с магнитометром и развертывающаяся в космосе антенна для регистрации радиошумов. Смонтированные на корпусе солнечные элементы занимают площадь 8 м² и обеспечивают в афелии мощность не менее 240 вт, в перигелии — 700 вт. На гелиоцентрической орбите АМС стабилизируется вращением (60 об/мин). Ось вращения с помощью микродвигателей, работающих на сжатом газе, ориентируется перпендикулярно плоскости эклиптики. При такой ориентации остронаправленная антенна, снабженная системой противовращения, постоянно направлена на Землю, а на солнечные элементы, смонтированные на конических секциях корпуса, лучи Солнца не падают под прямым углом, что предотвращает перегрев элементов. Изменение в больших пределах интенсивности солнечного нагрева АМС (в афелии 1, в перигелии 16 солнечных постоянных) предъявляет особые требования к системе терморегулирования, которая должна обеспечивать температуру внутри корпуса в афелии не ниже —10 °С, а в перигелии— не выше 30°С. В этой системе используются жалюзи и специальные теплоизолирующие маты, состоящие из 40 чередующихся слоев алюминиевой фольги и стекловолокна. Бортовой передатчик АМС работает на частоте ~2300 Мгц, выходная мощность 10 вт. Коэффициент усиления остронаправленной антенны 22 дб. На АМС установлены семь научных приборов, разработанных в ФРГ, и три — в США: три магнитомера, два плазменных зонда для изучения солнечного ветра, три блока приборов для исследования космического излучения солнечного и галактического происхождения, блок фотометров зодиакального света и детектор метеорных частиц. Кроме того, имеется приемник для регистрации радиошумов. Этот приемник и плазменные зонды используют 32-метровую дипольную антенну. Расчетная продолжительность активного существования АМС «Гелиос-1» 18 месяцев. За это время она совершит примерно три витка по гелиоцентрической орбите и трижды пройдет перигелий: примерно на 100-е, 300-е и 500-е сутки полета. Управление АМС осуществляет станция в Вильгейм-Лихтенау (ФРГ).

«Маринер-10». АМС «Маринер-10», запущенная 3 ноября 1973 г. (см. Ежегодник БСЭ 1974 г., с. 531), предназначена для съемки и зондирования Венеры и Меркурия с пролетной траектории. На трассе «Земля — Венера» были проведены две коррекции траектории АМС: 13 ноября 1973 г. и 21 января 1974 г. Без этих коррекций АМС прошла бы на расстоянии 65 000 км от Венеры, благодаря коррекциям — на расстоянии 5769,5 км от поверхности планеты. В момент пролета на минимальном расстоянии (5 февраля 1974 г. в 17 час 01 мин по Гринвичу) скорость АМС относительно Венеры составляла ~ 11 км/сек, Венера была в 44 млн. км от Земли. С помощью ТВ камер АМС было получено ~ 3000 снимков атмосферы планеты в видимых и УФ-лучах (3740—5760 Ằ) с разрешением, соответственно, до 90 м и до 18 м. Снимки показали, что атмосфера Венеры испытывает постоянные возмущения. Вдоль экватора обнаружены обширные области высокого давления, где солнечный нагрев порождает конвективные потоки, нарушающие основное движение облачного покрова и создающие вихри, которые движутся в направлении обеих полярных областей. Облачный покров на экваторе Венеры движется со скоростью, типичной для струйных течений на Земле (~ 100 м/сек). В полярных областях скорость достигает ~200 м/сек, а у полюсов может быть околозвуковой. Общая циркуляция состоит из наблюдаемого движения к полюсам, связанного с подъемом вещества конвективными потоками в подсолнечной точке, и стока вещества вниз у полюсов (рис. 8). Плотность венерианской атмосферы на высоте 60 км, по расчетам, соответствует плотности земной атмосферы на высоте 12 км. Магнитного поля Венера, по-видимому, не имеет, или оно ниже порога чувствительности приборов АМС «Маринер-10», способных зарегистрировать поле с интенсивностью в 2000 раз меньшей, чем интенсивность магнитного поля Земли. Точность определения массы планеты удалось повысить в 2—5 раз, она оказалась несколько меньше, чем считалось по данным АМС «Маринер-5» (0,81485 массы Земли), совершившей пролет около Венеры в 1967 г. (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 524, 526).

Рис. 8. Схема циркуляции атмосферы Венеры: I — ударная волна конвективных потоков, идущих из подсолнечной точки; II — экваториальные пояса; III — спиральные образования; IV — полярные кольцевые потоки; V — южная полярная область; VI — подсолнечная точка.

При пролете около Венеры АМС «Маринер-10» под действием поля тяготения этой планеты совершила пертурбационный маневр и перешла на трассу полета к Меркурию. На трассе Венера—Меркурий была проведена только одна коррекция траектории (16 марта 1974 г.) вместо двух запланированных. Без коррекции АМС прошла бы на расстоянии 12 000 км от Меркурия. Расчетное расстояние первоначально составляло 1000 км, позже, по просьбе ученых, оно было уменьшено до 860 км. Фактически АМС прошла на расстоянии 740±30 км от Меркурия (29 марта 1974 г. в 20 час 46 мин по Гринвичу). Скорость АМС относительно Меркурия составляла ~ 11 км/сек, планета находилась в 146 млн. км от Земли и в 69 млн. км от Солнца. При этом пролете было получено ~1700 снимков Меркурия. Самое лучшее разрешение составило ~0,1 км. После пролета около Меркурия АМС продолжала движение по гелиоцентрической орбите, совершая один оборот за 176 суток, что точно в два раза превышает период обращения Меркурия вокруг Солнца. Таким образом, АМС каждые 176 суток должна снова проходить около Меркурия. 9—10 мая 1974 г. была проведена очередная коррекция траектории, чтобы при втором проходе АМС сблизилась с Меркурием на 47 500 км (без коррекции она прошла бы на расстоянии 800 000 км). Фактически при втором проходе (21 сентября 1974 г.) АМС сблизилась с планетой на 47 981 км. В пролетном сеансе было получено ~500 высококачественных снимков, самое лучшее разрешение составило ~1 км. Через следующие 176 суток, т. е. 16 марта 1975 г., АМС в третий раз прошла около Меркурия.

В результате первого прохода АМС около Меркурия было отснято ~25% площади планеты, после второго прохода отснятая область достигла ~37%. Снимки показали, что для поверхности Меркурия характерны многочисленные кратеры (рис. 9) и эскарпы (рис. 10). Сравнение меркурианских кратеров с лунными позволяет сделать вывод, что первые — более мелкие, и выбросы из них покрывают примерно в пять раз меньшую площадь. Для меркурианских кратеров более характерны террасы вдоль внутреннего склона и центральные пики. Некоторые из этих особенностей объясняются большей силой тяжести на поверхности Меркурия. Для Меркурия также характерны концентрические и двойные кратеры. Эскарпы на Меркурии отличаются от разломов на поверхности Марса и Луны. Эти эскарпы тянутся на сотни километров, высота их, возможно, достигает 3 км. Они могут быть результатом надвига или сброса, вызванного сжатием Меркурия в ранний период эволюции планеты, когда поверхность ее остывала.

Рис. 9. Меркурианские кратеры.

У Меркурия обнаружена гелиевая атмосфера (всего в 30 раз больше фона). Некоторые данные позволяют предположить присутствие в атмосфере небольших количеств аргона, неона и, возможно, ксенона. Давление атмосферы у поверхности планеты, согласно расчетам, не должно превышать 10 ^-11 бар. На расстоянии ~740 км от планеты напряженность магнитного поля Меркурия, согласно проведенным измерениям, составляет 90—100 гамм. Для поверхности планеты экстраполяция дает 200—300 гамм. Такую сравнительно высокую напряженность объясняют наличием у планеты металлического ядра, простирающегося, по расчетам, на 80% радиуса планеты и занимающего ~50% ее объема. На наличие такого ядра указывает и высокая плотность Меркурия (5,44 г/см ³ ). Траекторные измерения показали, что масса Меркурия меньше массы Солнца в 6 023 600 раз (ранее погрешность при определении этого отношения составляла 5·10^-3, после измерений при пролете АМС «Маринер-10» — 5·10^-5 ).

Рис. 10. Эскарп длиною ~ 300 км на Меркурии.

«Пионер-11». АМС «Пионер-11», запущенная 6 апреля 1973 г. (см. Ежегодник БСЭ 1974 г., с. 531), в начале декабря 1974 г. совершила пролет около Юпитера. Ударную волну около Юпитера АМС пересекла 26 ноября 1974 г. на расстоянии 7,7 млн. км от планеты, т. е. примерно на таком же расстоянии, как АМС «Пионер-10» в конце ноября 1973 г. (см. Ежегодник БСЭ 1974 г., с. 530). 27 ноября АМС «Пионер-11» пересекла магнитопаузу. Позже давление солнечного ветра прижало магнитосферу к планете (как и при пролете «Пионера-10»), и АМС оказалась с внешней стороны ударной волны. Всего при сближении с Юпитером АМС пересекла ударную волну и магнитопаузу три раза. АМС подошла к планете над высокими широтами южного полушария. Под влиянием тяготения Юпитера траектория искривилась, и, обогнув планету, АМС прошла над северным полушарием. Таким образом, она произвела обзор Юпитера почти на всех долготах с захватом как экваториальной, так и полярных областей. Перицентр АМС прошла 3 декабря в 05 час 22 мин по Гринвичу, при этом удаление ее от облачного слоя составило 42 700 км, а удаление от центра планеты 1,6 радиуса Юпитера (R_j). Для АМС «Пионер-10» эти величины в перицентре составляли, соответственно, 131 000 км и 2,85 R_j. Хотя «Пионер-11» подошел ближе к планете, чем «Пионер-10», общая доза поглощенной радиации была меньше благодаря значительно более высокому (54°) наклонению пролетной траектории к плоскости магнитного экватора Юпитера и более высокой (до 48 км/сек) скорости, что сократило время пребывания АМС в зоне наиболее интенсивной радиации. Радиационные повреждения носили кратковременный характер и в очень несущественной степени отразились на объеме полученной научной информации.

Под влиянием поля тяготения Юпитера АМС «Пионер-11» перешла на трассу полета к Сатурну, причем, двигаясь по этой трассе, АМС выйдет из плоскости эклиптики на 15,6° и пересечет ее снова лишь при пролете около Сатурна. Предусмотрена коррекция траектории, которая обеспечит пролет АМС 1—3 сентября 1979 г. между внутренним кольцом Сатурна и планетой. В перицентре АМС должна находиться на расстоянии нескольких тысяч километров от облачного слоя Сатурна, а затем пройти на расстоянии 10 000— 20 000 км от поверхности спутника Сатурна Титана.

Ниже приводятся некоторые сугубо предварительные результаты исследования Юпитера, его спутников и околопланетного пространства с помощью приборов АМС «Пионер-11».

Фотополяриметр в пролетном сеансе передал на Землю 25 снимков Юпитера (рис. 11) и по одному снимку спутников планеты Ио, Ганимеда (рис. 12) и Каллисто. В частности, удалось получить более детальные, чем от «Пионера-10», изображения «Красного пятна», где четко видны «рога» на восточном и западном краях, а также признаки движения среды внутри пятна. Последнее говорит в пользу гипотезы о том, что «Красное пятно» является конвективной ячейкой, как и многие другие меньшие по размеру образования, видимые в юпитерианских облаках.

Рис. 11. Красное пятно и другие образования в атмосфере
Юпитера (снимок с расстояния 1,1 млн. км).

Гелиевый магнитометр зарегистрировал величины напряженности магнитного поля Юпитера, находящиеся в согласии с данными аналогичного прибора на АМС «Пионер-10». Максимальная напряженность, измеренная гелиевым магнитометром «Пионера-11», составляет 1 гс. Экстраполяция дает для поверхности планеты у экватора 3—5 гс, у северного полюса 12 гс и у южного 9 гс.

Рис. 12. Спутник Юпитера Ганимед (снимок с расстоя- ния 0,75 млн. км).

Индукционный магнитометр зарегистрировал максимальную напряженность 1,2 гс. Экстраполяция дает для поверхности планеты у северного полюса 30 гс, у южного 20 гс. Подтвердились данные «Пионера-10» о том, что магнитное поле Юпитера имеет нестабильную внешнюю область, подверженную давлению частиц солнечного ветра, и стабильную внутреннюю область, в основном соответствующую модели смещенного наклонного диполя.

Детекторы радиации зарегистрировали два пика интенсивности потока протонов высокой энергии (свыше 35 Мэв): примерно на расстоянии 3 R_j (4·10⁶ частиц/см²сек) и на расстоянии около 1,78 R_j (1,5·10⁸ частиц/см²сек) от центра планеты, причем максимальная интенсивность была не на магнитном экваторе, как ожидали, а примерно на 7° севернее. Число заряженных частиц в высоких широтах оказалось значительно большим, чем ожидали, экстраполируя данные «Пионера-10». Считают, что это может быть как временным явлением (выпучивание магнитного поля с находящимися в нем частицами выше и ниже плоскости эклиптики под давлением солнечного ветра), так и постоянным свойством магнитного поля, занимающего такую протяженную по толщине область.

АМС прошла через область, где предполагали обнаружить силовую трубку между Юпитером и Ио, которая, согласно одной из гипотез, является источником регистрируемого на Земле декаметрового радиоизлучения Юпитера. Эту трубку обнаружить не удалось. Открыто явление выметания заряженных частиц галилеевыми спутниками Юпитера, особенно спутником Ио.

Ультрафиолетовый спектрометр для исследований Юпитера не использовался, так как из-за особенностей траектории и ориентации АМС планета не попадала в поле зрения прибора. Наблюдения Ио показали присутствие обнаруженного еще «Пионером-10» облака атомов водорода, растянувшегося на 120° по орбите Ио симметрично относительно этого спутника Юпитера. Считают, что Ио имеет разреженную водородную атмосферу, питаемую за счет дегазации этого спутника. Однако протяжение Ио слишком слабо, чтобы удерживать атомы водорода, и их удерживает притяжение Юпитера на околопланетной орбите.

Радиозондирование во время захода АМС за планету показало пиковую электронную концентрацию в ионосфере (10⁵ частиц/см ³ ) на расстоянии 67 000 км от центра планеты при температуре 750° К для этого слоя.

Детекторы метеорных частиц вблизи Юпитера зарегистрировали такое небольшое число столкновений, что обнаруженные частицы явно двигались по околосолнечной орбите, а не по орбите вокруг планеты. Эти и другие данные позволяют предположить кометное происхождение частиц.

Небесномеханические исследования по траекторным измерениям, как и при полете «Пионера-10», дали информацию о том, что недра Юпитера представляют собой жидкое тело, находящееся в состоянии гидростатического равновесия, и планета не имеет значительных концентраций массы («масконов»). Экваториальный радиус Юпитера на уровне давления 1 бар определен равным 71 403 км, полярный —68 813 км. Переход газа в жидкость, по расчетам, должен происходить на 1000 км ниже уровня 1 бар. Небесномеханические измерения позволили уточнить значения плотности спутников Юпитера (в г/см³ ): Ио — 3,5±0,1; Европа —3,4±0,8; Ганимед — 1,8±0,25; Каллисто — 1,5±0,25.

В целом исследования «Пионера-11» подтвердили, что Юпитер — планета, состоящая главным образом из водорода и излучающая больше тепловой энергии, чем получает от Солнца. Атмосфера охвачена конвективным движением. Планета окружена магнитным полем сложной структуры и очень мощными поясами захваченных заряженных частиц. И магнитное поле, и радиационные пояса имеют разко выраженные внешнюю и внутреннюю области. Внешняя область магнитного поля может распространяться на 16 млн. км и сжиматься до 4 млн. км под действием давления солнечного ветра. Внутренняя область наклонена к оси вращения Юпитера и смещена относительно центра планеты. Это можно объяснить, если принять гипотезу о том, что в недрах планеты имеется не один, а несколько «генераторов» магнитного поля. Жизнь на Юпитере американские специалисты считают возможной только в форме бактерий и других простых организмов и только в верхних слоях полярной атмосферы планеты. Отмечается, что атмосфера содержит все химические вещества (водород, вода, аммиак, метан), необходимые для эволюции простых форм жизни.

Лит.: «Aerospace Daily», «Air et Cosmos»; «Aviation Week and Space Technology»; «Flight»; «Icarus»; «Interavia»; «Interavia Air Letter»; «NASA News Releases»; «Nature»; «New Scientist»; «Science»; «Science News»; «Sky and Telescope»; «Spaceflight»; «Space World»; «Aeronautics and Space Report of the President (1974 Activities»).