Программа Surveyor («Наблюдатель», «Топограф») явилась следующим этапом в изучении Луны за программой Ranger. Ею предусматривалось создание аппарата для мягкой посадки на Луну и проведения исследований лунной поверхности как в рамках программы Apollo, так и в научных целях. В 1960 г. по заданию NASA Лабораторией по изучению технических проблем межпланетных полетов совместно с Лабораторией космической техники, McDonnel Aircraft Corp., North American Aviation и Hughes Aircraft Co. были начаты работы по созданию космического аппарата для мягкой посадки и исследования лунной поверхности (18). Общее руководство этими работами, а затем и разработкой аппарата осуществлялось Лабораторией реактивного движения. Руководство работами по программе в целом осуществлялось Управлением научных и прикладных космических исследований NASA. Первоначально предполагалось, что в начале 1961 г. NASA выберет один из представленных фирмами—разработчиками проектов для дальнейшей проработки. Первые запуски аппаратов Surveyor ракетами-носителями Atlas — Centaur были запланированы на 1963— 1964 гг., всего в период 1963—1965 гг. предполагались запуски 7 аппаратов. Техническим заданием предусматривалось создать аппарат весом около 1000 кГ при весе научной аппаратуры 45 кГ. На поверхность Луны предполагалось доставить приборный контейнер весом около 360 кГ (18). Система посадки должна была обеспечить посадку аппарата со скоростью 4 м/сек.

В декабре 1960 г. Лаборатории реактивного движения вышеуказанными организациями были представлены проекты аппарата по программе Surveyor. После их рассмотрения руководство NASA выбрало для дальнейших проработок проект Hughes Aircraft Co., назначенной головной организацией по разработке и изготовлению аппаратов, получивших. название Surveyor. Контракт NASA с Hughes Aircraft Co. заключен в марте 1961 г. По проекту аппарат после отделения от ракеты-носителя имеет вес 1100 кГ, в т. ч.: конструкция, связное оборудование и система терморегулирования —230 кГ; научные приборы и телевизионное оборудование —90-135 кГ; приборный контейнер, доставляемый на поверхность Луны,— 340 кГ. В качестве источника электроэнергии предусматривалось использование химических батарей, подзаряжаемых солнечными элементами. Одновременно прорабатывался вариант системы электропитания с применением термоэлектрического генератора с радиоактивным изотопом. Cm²⁴² мощностью 30 вт [32]. Программой полета аппарата предусматривалось проведение коррекции траектории с помощью верньерных двигателей — трех ЖРД с тягой, регулируемой в диапазоне от 13,6 до 48,5 кг, работающих на монометилгидразине и четырехокиси азота. Предполагалось применить вытеснительную подачу топлива и регенеративное охлаждение двигателей. Предварительный контракт Hughes. Aircraft Co. на разработку и изготовление двигателей заключен в 1961 г. с Thiokol Chemical Corp. Торможение аппарата на участке посадки на Луну предполагалось обеспечить бортовым РДТТ, стабилизацию и управление на всех участках полета — ЖРД и управляющими реактивными соплами.

Для изучения лунной поверхности на аппарате предусматривалось установить следующее научное оборудование(4,8,65).

Четыре телекамеры для получения изображений лунной: поверхности и наблюдения за работой бортового оборудования. Камеры включаются до посадки аппарата на Луну, непосредственно после включения обозреваемая площадь поверхности составляет около 40 000 км², а разрешающая способность — до 0,33 км. После посадки аппарата предполагалось объективы 3-х камер направить вверх, а объективы четвертой—вниз, для наблюдения за работой бурильной установки. При съемке на поверхности Луны 3 камеры, направленные объективами вверх, имеют круговой обзор в горизонгальной плоскости, обеспечиваемой системой зеркал, а четвертая — угол обзора в 65° в вертикальной плоскости. Камеры снабжены 3 сменными объективами: широкоугольным телеобъективом и объективом с высокой разрешающей способностью; при фокусировке оптической системы обеспечивается их разрешающая способность 4, 1 и 0,2 мм, соответственно. Предполагалось получить стереоскопические изображения лунной поверхности и провести фотометрические колориметрические и поляриметрические исследования.

Приборы для измерения температуры у поверхности Луны, которые в диапазоне 120—400° К при скорости изменения температуры до 3° К/мин, не должны иметь погрешность больше 1° К. Они располагаются на высоте 1,2 м от поверхности. Измерения температуры предполагалось производить несколько раз в течение лунного дня и ночи для определения скорости остывания поверхности.

Приборы для измерения скорости звука в лунных породах рассчитаны на измерение скорости от 100 до 7500 м/сек. Звуковые колебания предполагалось создавать зарядами взрывчатых веществ, подрываемых на некотором расстоянии от аппарата.

Акселерометры для изучения механических характеристик лунного грунта монтируются в «снаряды» конической и полусферической формы, сбрасываемые на поверхность с небольшой высоты; no показаниям акселерометров определяется скорость движения «снарядов» через поверхностный слой. Полученные данные предполагалось сравнивать с показаниями аналогичных «снарядов», сбрасываемых на различные почвы Земли.

Прибор для определения прочности лунного грунта. Это определение предполагалось проводить двумя пластинами различных размеров, вдавливаемыми в грунт, путем измерения скорости их углубления в зависимости от силы давления.

Буровая установка предназначалась для бурения и извлечения пробоотборником образцов лунного грунта из скважины диаметром 5 см и глубиной до 1,5 м. Образцы лунного грунта подвергаются химическому анализу на аппарате, результаты анализа передаются на Землю.

Зонд для изучения подпочвенного слоя предполагалось, опустить в пробуренную бурильным устройством скважину, с измерениями на различной глубине через каждые 15 сек.

Сейсмометр для проведения сейсмических исследований на поверхности Луны регистрирует сдвиги грунта в 1 μ, при этом создается напряжение от 25 до 50 мв.

Оборудование для отбора проб лунного грунта предназначено для отбора, размельчения и подачи проб в рентгеновский дифрактометр для минералогического анализа.

Приборы для проведения анализа образцов лунных пород: рентгеновский спектрометр для определения по наведенному рентгеновскому излучению процентного содержания в образце Al, Fe, К, Са, Mg, Mn, Na, Ni, S, Ti, С, Cr, (pacсчитан на проведение анализа 20 образцов); рентгеновский-дифрактометр для облучения рентгеновскими лучами образца породы и регистрации наведенного γ -излучения счетчиком Гейгера — Мюллера (излучение сравнивается с наведенным γ-излучением известных минералов и делается вывод о наличии в лунных породах тех или иных минералов); газовый хроматограф для анализа проб газов и органических соединений в породах, слагающих лунную поверхность.

Приборы для измерения атмосферного давления и определения газового состава атмосферы, рассчитанные на измерение давления атмосферы в диапазоне 10^-7-10^-14 мм рт. ст. Магнитометр для обнаружения магнитного поля Луны. Телескоп с высокой разрешающей способностью. Прибор для изучения магнитных свойств лунных пород. Прибор для определения энергетического спектра космических частиц, достигающих поверхности Луны. Прибор для регистрации протонов c энергией Е > 10 Мэв, а-частиц с энергией Е > 40 Мэв и электронов с энергией Е >0,5 Мэв. Прибор (микрофон) для определения массы, скорости и направления полета частиц, выбиваемых из лунных пород метеорными телами. Регистрация этих частиц и их изучение необходимо для выяснения опасности для космонавтов на Луне, воздействия на объективы оптической аппаратуры, зеркала и солнечные элементы аппаратов, совершивших посадку на Луну. Контракт в размере 257,5 тыс. долл. на разработку и изготовление прибора NASA заключило с Научно-исследовательским центром космических полетов им. Маршалла.

Согласно предварительным проработкам стоимость создания аппарата Surveyor по этому проекту оценивалась в 50 млн. долл.

В ходе дальнейших работ выяснилось, что первые, а, возможно, и последующие образцы ракеты-носителя Atlas — Centaur, создававшейся в то время, не смогут вывести на траекторию полета к Луне аппарат весом 1100 кГ. В связи с этим проект аппарата был пересмотрен и вес уменьшен до 952 кГ при весе, доставляемом на поверхность Луны, 270 кГ. Этот аппарат получил обозначение Surveyor А. Впоследствии, модель аппарата Surveyor А весом 950-970 кГ получила наименование Block I, а модель весом 1130—1270 кГ— Block II.

В марте 1964 г. Лаборатория реактивного движения объявила конкурс на разработку тормозного РДТТ, а вскоре с Atlantic Research Corp. и Thiokol Chemical Corp. был заключен параллельный контракт. По условиям контракта Atlantic Research Corp. должна была провести испытания 2 двигателей, a Thiokol Chemical Corp.—одного. К апрелю 1965 г, Atlantic Research Corp. провела испытания первого двигателя, который при весе топливного заряда 450 кГ проработал 40 сек. При осмотре двигателя после испытаний существенной эрозии сопла не было обнаружено. К марту 1965г.Thiokol Chemical Corp. на базе ВВС Эдварде успешно проведены огневые испытания РДТТ, который проработал 35 сек. Топливо содержало 12% присадки бериллия (23). По результатам испытаний контракт Лаборатории реактивного движения на разработку и изготовление тормозных РДТТ для аппаратов Surveyor получила Thiokol Chemical Corp.

По контракту Hughes Aircraft Corp. верньерные ЖРД разрабатывались Reaction Motors, Div. (отделением Thiokol Chemical Corp.). Проектом предусматривалось регенеративное охлаждение и регулирование тяги в диапазоне от 29 до 100%. При отработке возникли трудности с обеспечением регенеративного охлаждения и разработкой системы регулирования тяги. В связи с задержкой работ Лаборатория реактивного движения заключила в 1963 г. параллельный контракт на разработку подобного двигателя с Лабораторией космической техники на сумму 345 тыс. долл. По контракту ЖРД должны иметь тягу 63,5 кГ и допускать регулирование тяги в диапазоне от 10 до 100%, обеспечиваемое форсунками с регулируемым проходным сечением. Возможность регулирования тяги в таком большом диапазоне должно было сделать двигатель Лаборатории космической техники более экономичным, чем двигатель Reaction Motors, Div. В гидроприводах управления двигателем предусматривалось использование одного из компонентов топлива, а не специальной гидравлической жидкости. Охлаждение предполагалось обеспечить за счет уноса разрушающегося покрытия. Огневые испытания двигателя должны были быть проведены до конца 1963 г. В ходе дальнейших работ (в конце 1963 г.) контракт Лаборатории реактивного движения с Лабораторией реактивной техники был продолжен на сумму 645 тыс. долл. Предусматривалось, в частности, увеличение тяги до 82 кГ и обеспечение регулирования ее в диапазоне от 9 до 82 кГ. В течение 1963 г. Лабораторией реактивной техники проводились огневые испытания двигателя, в ходе которых он трижды включался и проработал в общей сложности 330 сек. По результатам работ Лаборатории реактивной техники NASA в 1964 г. предполагало разорвать контракт с Reaction Motors, Div., несмотря на то, что ею к 1963 г. было израсходовано на разработку двигателя около 8 млн. долл. Однако, в ходе дальнейших испытаний Reaction Motors, Div., удалось устранить недостатки, и NASA приняло решение использовать этот двигатель для установки на аппарате Surveyor А модели Block I, а для более тяжелой модели Block II использовать двигатель Reaction Motors, Div. или Лаборатории реактивной техники.

Прорабатывались варианты системы энергопитания, использующей радиоизотопные источники (13). Martin Co. проводила работы по созданию радиоизотопного термоэлектрического генератора весом 13 кГ и мощностью 26 вт. Установка получила название SNAP-11 (Space Nuclear Auxiliary Power — вспомогательный ядерный источник для космических аппаратов). Экспериментальный вариант SNAP-11 был передан Лаборатории реактивного движения; в нем для нагрева рабочего тела использовался не изотоп, а электрический нагреватель. Первую установку с радиоизотопом фирма должна была передать Лаборатории реактивного движения в феврале 1966 г. Общая стоимость разработки SNAP-11, по предварительным оценкам, равнялась 1,5 млн. долл. Первоначальными планами NASA предполагалось установить SNAP-11 на аппарате Surveyor А модели Block I, однако в дальнейшем было принято решение использовать в системе-электропитания аппаратов Surveyor А химические батареи и солнечные элементы. Комиссией по атомной энергии (Atomic Energy Commission — АEС) были заключены параллельные контракты с General Electric Co. и RCA на сумму 64,5 тыс. долл. и 69 тыс. долл., соответственно, предусматривавшие изучение возможности создания радиоизотопной энергетической установки на Ри²³⁸ для аппарата Surveyor модели Block II. Контрактами предусматривалось создание установки весом не более 13,6 кГ, длиной 61 см, диаметром 25 см, обеспечивающей мощность 45—50 вт при напряжении-28 в и продолжительности работы 1 год. В 1965 г. в связи с отказом NASA от разработки аппарата Surveyor А модели Block II эти работы были прекращены.

Для запусков аппаратов Surveyor была разработана типовая программа полета. Ниже приводится вариант с выводом на промежуточную орбиту (7,20). После окончания работы двигателей I ступени ракеты-носителя и ее отделения включаются двигатели II ступени, которые выводят ступень с аппаратом на промежуточную круговую орбиту высотой 160 км, по которой она обращается 25 мин., затем производится повторное включение двигателей II ступени и ступень с аппаратом переходит на траекторию полета к Луне. По команде станции слежения в Крюгерсдорпе после окончания работы двигателей, аппарат отделяется от ступени, развертываются посадочная тренога и всенаправленная антенна и производится ориентация аппарата относительно Солнца и Канопуса. Солнечный датчик, по которому аппарат ориентируется на Солнце, выдает сигналы на электромотор, поворачивающий панели с солнечными элементами на Солнце. Через 15—20 час. после запуска, когда аппарат находится в поле зрения станции слежения в Голдстоуне, проводится коррекция траектории верньерными ЖРД (предусмотрено проведение нескольких коррекций), затем аппарат снова ориентируется по Солнцу и Канопусу. На 3 сутки полета (на расстоянии 1600 км от Луны) начинается цикл операций, обеспечивающий посадку аппарата.

I этап. Расстояние аппарата до Луны —от 1600 до 84 км, скорость аппарата относительно Луны — от 2500 до 2620 м/сек. Реактивными управляющими соплами аппарат ориентируется так, чтобы его продольная ось, по которой размещен тормозной РДТТ, совместилась с вектором скорости. На расстоянии 250 км от Луны по команде с Земли включается радиолокатор AMR, измеряющий расстояние до Луны. Далее все операции осуществляются автоматически. На расстоянии 95 км от Луны AMR подает команду на программно-временное устройство (ПВУ), по команде которого через определенные промежутки времени (временные уставки закладываются на борт по командам с Земли) включается ЖРД (обеспечивают ориентацию аппарата во время работы РДТТ и торможение аппарата после выключения РДТТ), РДТТ (обеспечивает гашение скорости), радиовысотометр и доплеровский датчик скорости. В случае неудачно проведенной коррекции траектории на этом этапе посадки предусмотрено включение «подлетной» телекамеры.

II этап. Расстояние аппарата от Луны—от 84 до 12 км; скорость аппарата относительно Луны—от 2620 до 119±38 м/сек. На высоте 84 км последовательно включаются ЖРД и РДТТ. AMR устанавливается перед соплом РДТТ и после включения РДТТ отбрасывается истекающей струёй газов (с этого момента работа ЖРД и РДТТ осуществляется по командам от ПВУ).

III этап. Расстояние аппарата от поверхности Луны—от 12 км до 12 м; скорость аппарата относительно Луны—от 119±38 м/сек до 1,5 м/сек. РДТТ работает 40 сек, снижая скорость падения до 15-12 м/сек, и прекращает работу на высоте 10 км. По достижении фиксированной скорости снижения на расстоянии 8 км от поверхности Луны РДТТ сбрасывается по команде ПВУ от сигнала инерционного выключателя. Дальнейшее торможение и ориентация аппарата обеспечивается непрерывно работающими ЖРД. Работа ЖРД в этот период вначале обеспечивается по командам от ПВУ, а затем, после того, как радиолокационный альтиметр и допплеровский радиолокатор (RADVS) начинают получать устойчивые отраженные сигналы от поверхности Луны, по командам от этих устройств. Расстояние до Луны в этот момент 4 км, а скорость—0,1 км/сек.

IV этап. Расстояние аппарата от поверхности Луны — от 12 до 4 м; скорость аппарата относительно Луны постоянна— 1,5 м/сек. Спуск аппарата с постоянной скоростью обеспечивается работой ЖРД, которые на расстоянии 4,2 м до поверхности Луны выключаются.

V этап. Расстояние аппарата до поверхности Луны—от 4 до 0 м; скорость аппарата относительно Луны—от 1,5 до 5 м/сек. В течение 2 сек, аппарат совершает свободное падение. Расчетная скорость посадки аппарата в момент удара о поверхность не должна превышать 4 м/сек, а отклонение продольной оси аппарата от вертикали — не более 5°. В момент посадки перегрузки не должны быть более 20, хотя бортовое оборудование проектировалось на перегрузки до 100. Время полета аппарата от старта до момента посадки — около 66 час.

Для наземных испытаний и отработки бортовых систем Hughes Aircraft Co. создала натурный макет, модель и экспериментальный образец аппарата Surveyor А. Натурный макет предназначался для определения способности аппарата совершать посадку на горизонтальную и наклонную поверхности разной структуры. Для имитации веса аппарата к каркасу макета прикреплялись стальные пластины, а для имитации лунного тяготения использовались противовесы, компенсировавшие 5/6 веса. Падение макета на поверхность, имитирующую скалистую или пылевую структуру грунта, осуществлялось при различных значениях вертикальной и горизонтальной составляющих вектора скорости. Для имитации пылевой поверхности применялись древесные стружки и тальк, для определения устойчивости макета поверхность, имитирующая лунный грунт, устанавливалась под различными углами (до 25°) к горизонту, для имитации свободного падения после выключения верньерных двигателей макет сбрасывался с высоты 4,5 м. Поверхность, на которую сбрасывался макет, имела наклон для того, чтобы 2 опоры находились выше третьей и вся нагрузка приходилась на третью ногу. Макет при этих испытаниях не опрокидывался (55, 62, 72).

Модель аппарата предназначалась для испытания системы, обеспечивающей посадку на Луну, в том числе системы наведения и управления, и снабжалась верньерными двигателями, радиолокаторами, аппаратурой инерциальной системы и соответствующим электронным оборудованием. Испытания проводились с 1964 г. на базе ВВС Холломан (шт. Нью-Мексико) , на полигоне White Sands Proving Ground (Ракетный испытательный полигон Уайт Сэндс). Программой испытаний предполагалось провести сбрасывания модели, поднятой на воздушном шаре или аэростате на высоту 300—500 м. Модель снабжалась небольшим парашютом, обеспечивающим ее стабилизацию при падении. При достижении скорости падения 24,5 к/сек предполагалось включить систему ориентации, а затем верньерные двигатели, которые должны снизить скорость падения до 1,5—3,0 м/сек. Во время падения модели до высоты 150—180 м система управления и наведения должна работать в том режиме, который необходим для обеспечения посадки аппарата на Луну. На высоте 150—180 м предполагалось раскрыть большой парашют для смягчения удара при посадке. Намечалось провести 8 таких испытаний. При дальнейших испытаниях, когда модель не оснащается парашютом и скорость составит около 6 м/сек, для смягчения удара при посадке предполагалось применить пневматические амортизаторы. Предполагалось провести дополнительно 2 испытания, при которых не будет использоваться посадочный парашют, а модель аппарата совершит посадку с помощью верньерных двигателей, работающих по командам системы наведения и управления. Модель аппарата, предназначавшаяся для испытаний системы управления верньерными двигателями, получила обозначение Т—2. В 1964 г. на полигоне Уайт Сэндс проведены 2 испытания этой системы, при которых модель аппарата сбрасывалась с аэростата. Они были неудачными из-за некачественного изготовления моделей и плохой подготовки испытаний Hughes Aircraft Co. Испытания этой системы продолжены в 1965 г. В ноябре 1965 г. проведены первые успешные летные испытания элементов системы, обеспечивающих мягкую посадку на Луну. Для этих испытаний модель аппарата подвешивалась к аэростату, который поднимался на высоту 420 м. После подъема аэростата были включены бортовой допплеровский радиолокатор, установленный на модели, и другое оборудование системы управления и 3 верньерных двигателя. Затем модель отделилась от аэростата и на высоте 150 м был раскрыт парашют, обеспечивший её посадку. После проведения этих испытаний высказывались опасения, что радиолокационные устройства, устанавливаемые на аппарате, не смогут правильно измерять расстояние до поверхности Луны потому, что по некоторым данным лунная поверхность может иметь сравнительно толстый слой радиопрозрачного материала и излучение радиолокатора будет отражаться не от поверхности Луны, а от твердых пород, залегающих на некоторой глубине. Испытания радиолокатора и допплеровского датчика скорости проводились с использованием вертолета. Радиолокатор и датчик скорости работали во время спуска вертолета с высоты 1800 м до 6 м. Первые испытания посадочной системы (без тормозного РДТТ) начались в ноябре 1965 г. Вес модели, предназначенной для этих испытаний, составлял около 100 кг. При первых испытаниях в ноябре 1965 г. и феврале 1966 г. модель сбрасывалась с высоты 420 м, на высоте 150 м выключались работавшие до этого момента верньерные двигатели и развертывался посадочный парашют (55, 62, 72). В мае 1966 г. продолжены испытания посадочной системы; модель весом 102 кГ была сброшена с высоты 300 м, при достижении скорости 16,8 м/сек были включены верньерные двигатели, которые снизили ее до 1,5 м/сек. Спуск продолжался в течение 36 сек. и впервые был осуществлен без применения парашютов. Программой проведения наземных испытаний предполагалось экспериментальный образец аппарата доставить на станцию слежения системы DSIF в Голдстоуне и провести испытания бортового оборудования, которое работает по сигналам этой станции. Дальнейшими испытаниями на базе Холломан предусматривалось изучение возможности затухания сигналов бортовых радиолокаторов при прохождении их сквозь факел верньерных двигателей. Испытание носового обтекателя, прикрывающего аппарат Surveyor А во время прохождения ракеты-носителя через плотные слои атмосферы, проводились на стенде комплекса CSTS Astronautics.

В качестве первой ступени ракеты-носителя Atlas-Centaur использовалась ранее созданная ракета Atlas, а второй ступенью должна была служить ракета Centaur, разрабатывавшаяся под руководством Научно-исследовательского центра космических полетов им. Маршалла. Все запуски ракет-носителей Atlas-Centaur по программе Surveyor осуществлялись со стартовых комплексов №№ 36А и 36В м. Кеннеди, созданных специально для этой программы. Отработка экспериментальных образцов ракеты-носителя Atlas-Centaur началась в 1962 г. Первый запуск (АС-1) экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur произведен 8 мая 1963 г. После неудачного запуска АС-1 решением NASA руководство работами по ракете Centaur было возложено на Научно-исследовательский центр им. Льюиса ввиду того, что Центр Маршалла был в основном занят разработкой ракеты-носителя Saturn. В связи с важностью программы Surveyor в 1963 г. решением правительства работы по ракете-носителю Atlas-Centaur были отнесены к категории «самых первоочередных работ». Для обнаружения возможных неисправностей систем ракеты-носителя NASA и Центром Льюиса было принято решение проводить до старта полную комплексную проверку ракеты-носителя на специальном стенде Astronautics в г. Сан-Диего. После запуска АС-1 в конструкцию ракеты-носителя были внесены существенные усовершенствования и проведены длительные, продолжительностью 14 месяцев, наземные испытания отдельных узлов и ракеты-носителя в целом. Запуски экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur AC-2 и АС-3 состоялись, соответственно, 27 ноября 1963 г. и 30 июля 1964 г. Программой запусков предусматривалось проведение испытаний стартового комплекса, бортовых систем и ракеты-носителя в целом. Запуск экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur АС-4 состоялся 11 декабря 1964 г. Программой испытаний предусматривались те же задачи, что и при запуске АС-3, а также ряд дополнительных испытаний бортовых систем, в частности, повторного включения двигательной установки II ступени и системы, с помощью которой совершается пространственный маневрII ступени. Полезной нагрузкой являлся макет аппарата Surveyor, который имитировал его весовые и вибрационные характеристики. В полете не была осуществлена ориентация и стабилизация II ступени, повторное включение двигательной установки осуществить не удалось.

Параллельно с разработкой аппарата Surveyor А в 1961— 1962 гг. проводились работы по созданию аппарата Surveyor В для вывода на селеноцентрическую орбиту и получения снимков лунной поверхности. В связи с недостатком средств разработка аппарата Surveyor В в 1963 г. была прекращена и аппараты Surveyor А моделей Block I и Block II стали называться Surveyor. Первоначально NASA планировало начиная с 1963 г. по 1966 г. осуществить запуск 17 аппаратов Surveyor: 7 экспериментальных аппаратов модели Block 1 и 10 отработанных аппаратов модели Block II. Планами NASA предусматривалось в период МГСС (1964—1965 гг.) осуществить запуск 2 аппаратов Surveyor. Расходы на разработку всех этих аппаратов, изготовление и запуски должны были составить около 620 млн. долл. В начале 1964 г. срок запуска первого экспериментального аппарата Surveyor модели Block I был перенесен на II квартал 1965 г. Этот аппарат предназначался для проведения испытания бортовых систем. Три последующих аппарата, предназначавшихся для изучения Луны, предполагалось запустить с 3-месячными интервалами. Первые телевизионные изображения лунной поверхности планировалось получить при запуске 5-го аппарата в середине 1966 г. Против этого плана возражали конструкторы, проектировавшие лунную кабину корабля Apollo, для которых получение изображений и характеристик лунной поверхности позволило бы на ранней стадии проектирования лунной кабины учесть реальные условия при посадке. Поэтому было выдвинуто предложение о получении изображений при запусках первых четырех аппаратов. Были изменены и сроки запуска отработанных аппаратов Surveyor модели Block II (эту модель предполагали оснастить самоходным устройством, а запуски ее начать с 1967 г.). В связи с сокращением Конгрессом в середине 1964 г. бюджетных ассигнований NASA на 1965 финансовый год руководство NASA пересмотрело программу запусков аппаратов Surveyor (26). Новой программой предусматривалось сокращение числа запусков отработанных аппаратов модели Block I с 7 до 5. Первые 3 аппарата предназначались для испытания бортовых систем, обеспечивающих мягкую посадку. Их предполагалось оснастить телекамерой для получения изображений лунной поверхности в период посадки аппарата, научную аппаратуру устанавливать не предполагалось.

После запуска АС-4 в январе 1965 г. был вновь уточнен план дальнейших запусков: для отработки ракеты-носителя Atlas-Centaur предполагалось осуществить 4 запуска (AC-5--АС-8), отработку бортовых систем экспериментального аппарата Surveyor модели Block I — при 3 запусках (AC-9—AC-11), доставку на Луну отработанных аппаратов Surveyor модели Block II начать с запуска АС-12, но не ранее, чем в 1966 г. К началу 1965 г. ассигнования, потребные на реализацию программы Surveyor, стали оцениваться в размере 760 млн. долл., причем уже было израсходовано около 531 млн. долл. (6). Однако этот план был скорректирован и утверждена новая программа запусков (42). В марте 1965 г. предполагалось осуществить запуск АС-5 с макетом аппарата в качестве полезной нагрузки и продолжить отработку бортовых систем ракеты-носителя. В июне 1965 г. планировалось. осуществить запуск АС-6 с теми же задачами, что и при запуске АС-5, и закончить этап обработки ракеты-носителя Atlas-Centaur. В сентябре-октябре 1965 г. предусматривалось. осуществить запуск АС-7 м доставить на Луну первый экспериментальный аппарат Surveyor модели Block I для получения телевизионных изображений лунной поверхности и отработки системы, обеспечивающей мягкую посадку аппарата.

К августу 1965 г. были завершены виброиспытания экспериментального аппарата Surveyor и начались испытания в барокамере. В ходе испытаний ошибочно было использовано напряжение, превышающее допустимое, и ряд транзисторов и диодов был поврежден, что задержало окончание испытаний. Необходимость в проведения дополнительных испытаний заставила отложить запуск АС-7 на декабрь 1965 г. Запуск АС-5 произведен 2 марта 1965 г. В результате самопроизвольного прекращения работы двигателей I ступени ракета-носитель взорвалась через 2 секунды после включения двигателей и был поврежден пусковой стол стартового комплекса № 36А. Полезной нагрузкой являлся динамический макет аппарата Surveyor. После ряда неудачных запусков ракеты-носителя Atlas — Centaur Комитет Палаты Представителей по научным вопросам и астронавтике рекомендовал в 1965 г. руководству NASA рассмотреть возможность использования для запусков аппаратов Surveyor ракету-носитель Titan IIIC (9). В связи с отставанием отработки ракеты-носителя Atlas—Centaur Конгресс включил в бюджет NASA на 1965 ф. г. ассигнования в размере 10 млн. долл. на приспособление ракеты-носителя Titan IIIC для запусков аппаратов Surveyor. В июле 1965 г. из-за сокращений бюджетных ассигнований руководство NASA рассмотрело вопрос о создании отработанного аппарата Surveyor модели Block II, оснащенного самоходным устройством, и приняло решение прекратить эти работы (22). Запуск АС-6 произведен 11 августа 1965 г. со стартового комплекса № 36В. Полезной нагрузкой являлась динамическая модель аппарата Surveyor. Задачи запуска были выполнены. По результатам запусков АС-1—АС-6 руководством NASA ракета-носитель Atlas-Сеntaur признана отработанной. Однако для отработки бортовых систем впоследствии произведено еще 2 запуска (АС-8 и АС-9).

В конце 1965 г. была уточнена программа запусков аппаратов Surveyor. Предполагалось осуществить запуск 10 экспериментальных аппаратов модели Block I и отработанных аппаратов модели Block II, которые получили название Surveyor A, Surveyor В, . .., Surveyor I и Surveyor J, запускам этих аппаратов было присвоено обозначение «SC» (Surveyor-Centaur), SC-1 до SC-10. Запуск SC-1 первого экспериментального аппарата Surveyor А согласно этой программе был намечен на февраль 1966 г., но ввиду отставания проведения наземных испытаний аппарата Surveyor А запуск был перенесен на май 1966 г. Всего предполагалось провести 7 испытаний, в частности, испытания в термобарокамере, причем некоторые испытания—в течение 66 час. Экспериментальные аппараты Surveoyr А, В, С и D модели Block I должны были иметь вес не более 1020 кГ. Программой предусматривалось получить телевизионные изображения поверхности Луны и провести отработку бортовых систем аппарата. Установка научных приборов на этих аппаратах не предусматривалась. С 1967 г. уточненной программой предусматривалось начать запуск аппаратов Surveyor E, F и G модели Block II весом по 1020 кГ, в том числе научных приборов— 52 кГ. Предполагалось провести изучение Луны и получить. детальные телевизионные изображения лунной поверхности. На каждом из аппаратов предполагалось установить (7, 20): 3 телевизионные камеры для получения изображений лунной поверхности, причем объектив одной из камер предполагалось, направить вертикально вниз, а две другие использовать для направленной съемки с использованием системы зеркал; блок приборов для исследования динамики посадки аппарата, включающий 9 тензометров, 3 линейных акселерометра, 3 скоростных гироскопа, 6 индикаторов соприкосновения с поверхностью, 3 индикатора положения амортизирующих опор на посадочных ногах аппарата, с их помощью предполагалось определить ускорения, скорости, смещение осей аппарата при ударе о поверхность, прочность и сопротивление грунта на сдвиг, глубину проникновения аппарата в грунт; устройство для изучения механических свойств лунного грунта. Устанавливаемый акустический детектор метеорных частиц и частиц лунного грунта, выбиваемых метеорными телами, позволяет регистрировать частицы с импульсом до 10^-5 дин/сек. Предусматривалось измерить число, массу, скорость частиц и определять траекторию их полета. С помощью устройства для анализа проб лунного грунта по рассеянному α-излучению, создаваемому радиоактивным источником, входящим в него предполагалось обеспечить идентификацию химических элементов с атомным номером более 5. Устанавливаемый сейсмометр предназначен для регистрации сейсмической обстановки на Луне (определение числа, мощности и пространственного распределения естественных сейсмических колебаний). Сейсмометр регистрирует колебания поверхности с частотой от 0,05 до 10 гц и вертикальное смещение до 10^-3 мк при частоте 1 гц и позволяет регистрировать падение метеорных частиц в районе радиусом 160 км от места посадки аппарата.

После завершения запусков этой серии предполагалось осуществить запуски аппаратов Surveyor Н, I и J модели Block II весом по 1110 кГ для продолжения изучения лунной поверхности. В начале 1966 г. произошло новое изменение программы Surveyor из-за сокращения бюджета NASA на 1966 ф. г. По новой программе был сокращен объем исследований, предполагавшихся осуществить с помощью аппаратов Surveyor E, F, G модели Block II, что повлекло за собой уменьшение числа приборов, устанавливаемых на этих аппаратах: вместо 3 телевизионных камер и 5 комплектов научного оборудования на каждом аппарате предполагалось установить 1 камеру и один неполный комплект научного оборудования (блок приборов для исследования динамики посадки аппарата). Такое изменение программы не позволило разрабатывать аппараты Surveyor А модели Block II весом 1020 кГ. Запуски 4 экспериментальных аппаратов Surveyor А, В, С, D модели Block I, согласно измененной программе, должны были быть закончены до конца 1967 г., а отработанных аппаратов Surveyor Н, I и J модели Block II весом 1110—1130 кГ—начаться во второй половине 1968 г. На отработанных аппаратах предполагалось установить 3 телекамеры (2 для получения панорамных изображений и одна, с объективом, направленным вниз, для получения детальных снимков) и научные приборы. Несмотря на сокращение объема исследований американские ученые предполагали с помощью экспериментальных аппаратов Surveyor получить необходимые данные о лунном грунте (73). Датчики напряжения, устанавливаемые на опорах шасси, могут дать некоторые сведения о прочности грунта. Панорамная телекамера может дать сведения о рельефе. Если в поле зрения камеры попадает опора шасси, то по степени ее погружения в грунт можно судить о его прочности. Разрешающая способность камеры при съемке объектов, находящихся на переднем плане, достаточна для того, чтобы отличить лавовые породы от сцементированной или несцементированной пыли, колориметрические исследования могут быть проведены с помощью сменных цветных светофильтров. Радиолокационные устройства, используемые в системе посадки, могут дать сведения об отражательной способности грунта и о глубине залегания слоя, отражающего радиолокационное излучение. При помощи температурных датчиков можно получить сведения о температурных условиях на поверхности Луны.

В дальнейшем осуществление программы Surveyor проходило по несколько измененному плану. 7 апреля 1966 г. произведен запуск седьмой экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur, получившей обозначение АС-8. По первоначальным планам седьмую ракету-носитель предполагалось использовать для доставки первого экспериментального аппарата Surveyor на Луну, но позже было принято решение использовать ее для вывода макета аппарата Surveyor на геоцентрическую орбиту.

При проведении наземных испытаний аппарата Surveyor А были обнаружены неисправности, часть из которых устранена в ходе подготовки к запуску, устранение некоторых из них повлекло за собой изменение состава бортового оборудования и программы полета. В частности, электромоторы и привод устройства ASPP (Antenna/Solar Pannel Positioner—устройство для установки антенны и панели с солнечными элементами), обеспечивающего ориентацию панели с солнечными элементами на Солнце, а направленной антенны — на Землю, не работали при температуре ниже—100° С; согласно расчетам, в полете это устройство будет охлаждаться до температуры —106° С. Было принято решение не проводить его модификацию, а изменить программу полета при запуске SC-1: не использовать направленную антенну до посадки аппарата, зафиксировать ее параллельно мачте, на которой она монтируется (это необходимо для предотвращения смещения центра тяжести аппарата, что важно в момент посадки), а устройство ASPP, пока оно не охладится, включить сразу после отделения аппарата от ракеты-носителя для установки панели с солнечными элементами перпендикулярно продольной оси аппарата; после завершения этой операции устройство выключается. Для последующих аппаратов Surveyor было разработано устройство ASPP, работавшее при температуре —143° С. Другой неисправностью было то, что при низкой температуре электродвигатель, поворачивающий зеркало «подлетной» телекамеры, срабатывал только после многократного повторения команд. Вначале было принято решение не устанавливать на аппарате Surveyor «подлетную» камеру. Это решение мотивировалось тем, что для ее нормальной работы направленная антенна должна быть обращена к Земле, а уверенности в том, что это удастся сделать не было, а также тем, что передача телевизионных изображений, полученных ею, заставит делать перерывы в передаче телеметрической информации на участке подлета и посадки. Однако, все же было решено установить на этом аппарате «подлетную» камеру, но включение ее предусматривалось только в том случае, если аппарат вследствие неудачной коррекции пройдет мимо Луны. Испытания обнаружили также, что при работе верньерных ЖРД возникает вибрация, которая может помешать нормальной работе радиолокационных устройств в системе, обеспечивающей посадку аппарата. Высказывались также опасения, что могут возникнуть трудности с получением информации от блока приборов для исследования посадки аппарата. Передача этой информации производится в момент посадки, когда шумы и вибрации могут ослабить сигнал бортового передатчика. Для преодоления этого предполагалось. принять меры по своевременному вводу в эксплуатацию антенны с отражателем диаметром 64 м на станции слежения системы DSIF в Голдстоуне.

После успешного запуска SC-1 программа Surveyor вновь была уточнена (24) и принято решение сократить число запусков экспериментальных аппаратов, а научные приборы устанавливать такие же, как на аппарате Surveyor E (запуск SC-5), а не как на аппарате Surveyor Н (запуск SC-8). 26 октября 1966 г. произведен последний запуск (АС-9) экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur. Полезной нагрузкой был весовой макет аппарата Surveyor.

В конце 1966 г. NASA приняло решение отказаться от создания 3 отработанных аппаратов Surveyor модели Block II (Surveyor Н, I и J) для изучения потенциальных мест посадки лунной кабины корабля Apollo, мотивированное тем, что они не могут быть созданы достаточно быстро, чтобы обеспечить получение необходимых данных, которые можно было бы использовать при проектировании лунной кабины. Кроме того, изучение потенциальных мест посадки лунной кабины возможно провести в достаточном объеме 5 экспериментальными аппаратами Surveyor С—Surveyor G. Сокращение числа запусков позволило сократить расходы на программу примерно на 100 млн. долл.

Запуск SC-3 экспериментального аппарата Surveyor С был задержан примерно на 2 месяца из-за того, что при наземных испытаниях был обнаружен ряд неполадок в бортовых системах, в результате чего аппарат был демонтирован, а неисправные системы отправлены для устранения обнаруженных дефектов фирмам-изготовителям. После успешного запуска аппарата и получения данных о характеристиках лунной поверхности американскими учеными было высказано мнение, что оставшиеся 4 аппарата Surveyor D—Surveyor G целесообразно использовать не для изучения сравнительно ровных районов Луны, с точки зрения определения возможности посадки лунной кабины, а для изучения весьма пересеченных и интересных в научном отношении районов. Аппарат Surveyor D целесообразно было бы использовать для посадки в районе Центрального залива, где аппаратами Lunar Orbiter были обнаружены пересеченные участки местности. Первоначально в этот район предполагали доставить аппарат Surveyor С, но после того, как стало ясно, что этот район весьма пересечен и для доставки лунной кабины не приемлем, его направили в восточную часть Океана Бурь. Этапы осуществления программы Surveyor приведены ниже.