вернёмся в список?

Часть VII
НАУКА И ТЕХНИКА
СОВЕТСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
в 1965 г.

Одним из наиболее важных космических достижений 1965 г. был полет корабля «Восход-2», запущенного 18 марта. Целью запуска было осуществление выхода космонавта в свободный космос, проверка систем корабля и скафандра, обеспечивающих этот выход (в частности, автономной системы обеспечения кислородом), и проверка возможностей выполнения различных работ космонавтом, находящимся вне корабля. Экипаж корабля «Восход-2» состоял из командира корабля П. И. Беляева и летчика-космонавта А. А. Леонова. На 2-м витке, когда корабль пролетал над территорией СССР, космонавт Леонов, покинув корабль через шлюзовое устройство, в течение 20 мин. находился вне корабля. Во время выхода Леонов проводил киносъемку, снимал установленную вне корабля кинокамеру, проводил эксперименты по проверке возможности маневрирования и проведения различных работ в свободном космосе, поддерживал связь с командиром корабля, который наблюдал за его действиями и состоянием. После возвращения Леонова на корабль полет продолжался еще около суток. Приземление впервые осуществлялось с использованием системы ручного управления. Посадка была совершена 19 марта в районе Перми. Как и при приземлении корабля «Восход», использовалась система мягкой посадки.

Осуществление этого полета и выхода из корабля в космическое пространство имеет большое значение для дальнейших этапов космических исследований, в частности для будущих полетов человека к Луне и другим небесным телам, для создания обитаемых межпланетных станций и т. д. Можно предполагать, что проведение различных технических операций (напр., стыковки космических кораблей после их сближения на орбите, выполнение несложного ремонта) и научных наблюдений может быть гораздо эффективнее осуществлено вышедшим из корабля космонавтом, нежели каким-либо другим способом.


Выход летчика-космонавта А.А.Леонова
из корабля-спутника «Восход-2» в космическое пространство
(фото с экрана телевизора 18 марта 1965 г.).

23 апреля был запущен первый спутник связи «Молния-1». Спутник запущен на очень вытянутую орбиту, апогей которой располагается над Восточным полушарием. В течение примерно 9 час. на каждом витке спутник позволяет осуществлять связь между отдаленными районами. В течение 1-го витка возможно осуществление связи между любыми пунктами СССР, а также СССР со многими странами Европы и Азии, на последующем - возможна радиосвязь между Европейской частью СССР и Америкой. Вначале с помощью спутника были выполнены экспериментальные передачи, в ходе которых проверялось качество телефонных разговоров, телепередач, телеграфных и фототелеграфных сообщений. С помощью этого спутника была успешно испытана возможность передачи через спутник программ цветного телевидения*. После экспериментов в июне вступила в строй коммерческая междугородняя телефонная линия Москва - Владивосток. Через спутник осуществляется также и обмен телевизионными программами между Москвой и Дальним Востоком.

* Совместно с французскими инженерами.

14 октября был запущен второй спутник серии «Молния-1» (см. табл., № 48). Он выведен на сильно вытянутую орбиту, аналогичную орбите первого спутника. Апогей расположен в Северном полушарии. На борту спутника-ретрансляционная аппаратура для передачи программ телевидения и многоканальной радиосвязи, аппаратура командно-измерительного комплекса, системы ориентации, коррекции орбиты и энергопитание.

16 июля на орбиту была выведена космическая станция «Протон-1» (см. табл., № 29). Общий вес полезного груза станции - 12,2 т, максимальная полезная нагрузка, выведенная к этому времени на орбиту вокруг Земли. Для запуска была использована новая мощная ракета. Научная программа станции предусматривает изучение солнечных космических лучей и их радиационной опасности, энергетического спектра и химического состава частиц первичных космических лучей в интервале энергий до 1014эв, ядерного взаимодействия космических частиц сверхвысоких энергий до 1012 эв, а также определение интенсивности и энергетического спектра галактических гамма-лучей с энергиями более 50 млн. эв, абсолютной интенсивности и энергетического спектра электронов галактического происхождения. Аналогичная по назначению станция «Протон-2» была запущена 2 ноября (см. таблицу, № 52).

Для выполнения указанных выше задач станции «Протон» были оснащены комплексом соответствующей аппаратуры. Так, изучение энергетического спектра и химического состава первичных космических лучей в диапазоне энергий от 10 до 100 000 эв производилось с помощью разработанного советскими физиками ионизационного калориметра. Для изучения электронов высоких энергий был разработан прибор СЭЗ-12, в котором для разделения частиц по массам использованы современные методы ядерной физики. Для изучения космических лучей с энергиями менее 30 млрд. эв, в т. ч. генерируемых на Солнце, применен спектрометр зарядов (СЭЗ-1). Его отличие от применявшихся ранее - большая «светосила» - чувствительность и широкий диапазон разделения частиц космических лучей, охватывающий почти половину существующих в природе элементов (от водорода до олова). Для измерения гамма-квантов на борту станций были установлены специальные гамма-телескопы, предназначенные для «фотографирования» неба в спектральной области гамма-лучей. Такие фотографии должны помочь изучению вопроса о неравномерности распределения космических лучей и межзвездного вещества в Галактике. О сложности и обширности научной программы станций говорит то, что научная аппаратура «Протона-1» регистрировала св. 180 параметров. Вся зарегистрированная информация «запоминается» находящимися на борту специальными устройствами и по команде периодически выдается на Землю.

Предварительный анализ энергетического спектра первичных космических лучей, полученного с помощью станции «Протон-1», показал, что существовавшие ранее представления, основывавшиеся на косвенных данных, не подтверждаются прямыми измерениями, выполненными за пределами атмосферы в области высоких и сверхвысоких энергий в очень широком диапазоне энергий (пределы энергий различаются в 10 000 раз). Оказалось, что энергетический спектр протонов и энергетический спектр интегрального потока (частиц, имеющихся в космических лучах - протонов и более тяжелых ядер) практически параллельны. Это означает, что, по крайней мере, в диапазоне 1010-1012 эв доля тяжелых ядер в первичных космических лучах по отношению к протонам остается постоянной. Интенсивность потока частиц высокой и сверхвысокой энергий оказалась существенно меньшей, чем это предполагалось при изучении широких атмосферных ливней.

Эти результаты могут привести к необходимости пересмотра механизма образования широких атмосферных ливней, образования вторичных частиц космических лучей. Эксперимент на «Протоне-1» позволил осуществить опытную проверку вероятности неупругих столкновений протонов с атомными ядрами углерода в зависимости от различных энергий протонов.

Измерения проведены в области энергий от 10 до 1000 млрд. эв. Эксперимент показывает, что величина эффективного сечения (параметр, характеризующий вероятность взаимодействия микрочастиц) зависит от энергии частиц примерно так, как это и предсказывает теория. В хорошо изученном на ускорителях диапазоне энергий 1010 -3·1010 эв данные, полученные с помощью «Протона-1», согласуются с результатами, полученными в различных странах на мощных ускорителях.

Эксперимент по обнаружению и изучению электронов высоких энергий за пределами плотной атмосферы был проведен впервые. С помощью «Протона-1» обнаружен неожиданно большой поток электронов с энергией более 300 млн. эв. Его интенсивность оказалась почти постоянной во всех областях ближнего космоса, исключая полярные районы, которые не охватывались орбитой станции. Интенсивность этого потока почти на порядок превосходит ту, которая ожидалась на основании измерений электронов высоких энергий, проведенных ранее в стратосфере.

Независимость интенсивности потока электронов от геомагнитной широты говорит о том, что это поток вторичных электронов, а не электронная компонента первичных галактических космических лучей.

Для детальной проверки, подтверждения и уточнения результатов, полученных на «Протоне-1», был осуществлен запуск станции «Протон-2», который в то же время дает возможность продолжить и развить исследования. По-видимому, окажется возможным определить эффективные сечения неупругих соударений протонов с атомными ядрами в области больших энергий и провести измерение эффективных сечений неупругих столкновений протонов с протонами в области энергий 1010 эв и выше. Наряду с экспериментами по изучению электронов высоких энергий на «Протоне-2» ставятся и некоторые контрольные эксперименты. Продолжаются эксперименты по изучению свечения неба в области гамма-лучей.

9 мая, 8 июня, 4 октября и 3 декабря были запущены автоматические межпланетные станции соотв. «Луна-5», «Луна-6», «Луна-7» и «Луна-8». Все они, за исключением одной («Луна-6»), достигли поверхности Луны и предназначались для отработки систем мягкой посадки.

Особое место среди космических экспериментов 1965 г. занимает запуск 18 июля автоматической межпланетной станции (АМС) «Зонд-3». Дата пуска АМС и траектория ее полета были выбраны таким образом, чтобы сфотографировать ту часть обратной стороны Луны, которая осталась несфотографированной в 1959 г. (см. Ежегодник БСЭ, 1960 г.). После запуска «Зонда-3» можно считать, что сфотографирована практически вся обратная сторона Луны (рис. 1), остались несфотографированными только небольшие области в районе полюсов.

На схеме (рис. 2) изображены область, отснятая станцией «Зонд-3»; граница области, отснятая в 1959 г.; показан терминатор и отмечены Восточное Море и другие объекты видимой стороны Луны, оказавшиеся в поле зрения фотокамеры «Зонд-3».

Станция «Зонд-3» пролетела около Луны со стороны Солнца. Траектория ее проходила южнее плоскости лунного экватора, что давало возможность лучше охватить южную, более широкую часть неисследованной области. В момент начала фотографирования станция находилась еще над видимой стороной Луны на расстоянии 11,57 тыс. км от ее поверхности. Луна, видимая со станции «Зонд-3», была в фазе, близкой к полнолунию, тогда как с Земли в это время она наблюдалась почти в последней четверти. При дальнейшем движении станция перешла на невидимую сторону Луны, постепенно приближаясь к ее поверхности до минимального расстояния - 9,22 тыс. км, после чего стала удаляться от Луны и к концу сеанса фотографирования оказалась уже на расстоянии 9,96 тыс. км.


Рис. 1. Фотография невидимой стороны Луны, полученная станцией
«3онд-3» 20 июля 1965 г.

Рис. 2. Схема невидимой стороны Луны, сфотографи-
рованной AMС «Луна-3» 7 октября 1959 г. и станцией
«Зонд-3» 20 июля 1965 г.

При расстоянии пролета ок. 10 тыс. км каждый снимок охватывал большую часть неисследованной области. За время фотографирования положение станции «Зонд-3» относительно центра Луны изменилось примерно на 60°, и каждый участок неисследованной области был снят под различными углами, так сказать в различных ракурсах, что создает дополнительные возможности как при исследовании рельефа поверхности, так и при изучении характеристик ее отражательной способности. Оптические оси спектральных приборов были направлены параллельно оптической оси фотокамеры, что обеспечило привязку полученных спектров к местности.

Фотографирование проводилось с помощью новой малогабаритной фототелевизионной системы, предназначенной одновременно для передачи изображения и обеспечения работы в условиях длительного космического полета. В этой системе полностью решен вопрос надежной защиты фотопленки от воздействия космической радиации. Использовалась специальная камера с фокусным расстоянием 106,4 мм, светосилой 1:8 и специальная 25 мм фотопленка. Экспозиции равнялись 1/100 и 1/300 сек

Процесс фотографирования и передачи снимков проходил следующим образом. Команда на начало сеанса фотографирования была выдана с Земли 20 июля в 3 час. 57 мин. Все дальнейшие операции проходили автоматически, без вмешательства с Земли. Сразу же после команды система ориентации начала поиск Луны и разворот станции таким образом, чтобы объектив фототелевизиошюй системы был направлен на освещенную часть Луны. Одновременно началась подготовка фототелевизионной аппаратуры. Через 14 мин. включилась система протяжки пленки и началась перемотка раккорда. Фотографирование Луны началось на 28-й мин. после подачи команды, т. е. в 4 ч. 24 мин., и продолжалось несколько более часа - до 5 ч. 32 мин. Автоматическая обработка фотопленки производилась одновременно с процессом фотографирования. Обработанная пленка поступала непосредственно в систему передачи изображения на Землю. Каждый кадр передавался за 34 мин. с разложением его на 1100 строк, что обеспечивало высокое качество полученных снимков. Съемка производилась с интервалами между кадрами примерно в 2,25 мин.; всего было получено 25 снимков лунной поверхности. Количество кадров определялось тем, что установленная на «Зонде-3» аппаратура предназначалась для фотографирования планет. Однако при выбранном угле зрения объектива имелась значительная повторяемость участков поверхности Луны на соседних кадрах, и 25 снимков при имеющейся четкости оказалось достаточным для получения всей фотографируемой области.

По полученным снимкам можно выявить не только наличие большого числа деталей, но и исследовать особенности строения лунной поверхности. Таким образом, мы располагаем теперь подробной информацией практически о всей поверхности Луны. Новые фотографии полностью подтвердили ранее сделанный вывод о малом количестве на невидимой стороне Луны протяженных темных впадин, по традиции называемых «морями». В то время как северная часть обращенного к Земле полушария Луны покрыта в основном морями, северная часть обратной стороны Луны занята гигантским материком, т. е. светлой возвышенностью, покрытой кратерами. Этот материк значительно превосходит по размерам своего антипода-южный материк видимого полушария.

Исключительный интерес представляют обнаруженные на обратной стороне мореподобные образования, называемые талассоидами. Это обширные впадины, дно которых усеяно кратерами. По своим размерам впадины сравнимы с морями - их поперечники достигают 500 км, однако дно их отличается от морей по своей структуре и не имеет характерной для морей темной окраски. На видимой стороне Луны не встречается столь четко выраженных гигантских впадин. Сходство с некоторыми талассоидами имеют сильно разрушенный кратер Деландр, расположенный недалеко от известного лучистого кратера Тихо, и, возможно, самый большой из кратеров видимой стороны - Байи.

После проведения первых статистических оценок можно констатировать, что ранее сделанный вывод о.высокой концентрации кратеров на обратной стороне Луны подтвердился. На вновь полученных фотографиях уже выявлено более тысячи образований. В частности, на поверхности обратной стороны Луны, отображенной на снимках, насчитывается св. 600 кратеров поперечниками 5-20 км, ок. 200 кратеров - 20-50 км, ок. 40 кратеров - 50-100 км и ок. десятка кратеров - св. 100 км в диаметре. Наименьшие различаемые на снимках кратеры имеют поперечник ок. 3 км. На фотографиях, получаемых с Земли с помощью крупных телескопов, разрешаются детали примерно такого же размера. Исследованные кратеры имеют типичную для Луны в целом форму, встречаются кратеры с центральными пиками и кратеры-центры лучевых систем.

Исключительно интересны цепочки кратеров большой протяженности, не встречающиеся на видимом полушарии. Их образуют кратеры средних размеров с поперечниками в 10-30 км. Некоторые из кратерных цепочек, расходящихся, по-видимому, из светлого материкового района к северу от Моря Восточного, имеют протяженность 600 и более км.

Особо следует сказать о темном пятне в правой нижней части снимков. Небольшая доля его была известна по наблюдениям с Земли под названием Моря Восточного. Теперь впервые мы можем судить об истинной конфигурации этого образования. Как уже отмечалось, в непосредственной близости от него расположены темные полосы Моря Осени и Моря Весны. Теперь к ним можно прибавить 2 темных образования, ранее не наблюдавшихся с Земли. Кроме того, основанное на визуальных наблюдениях предположение о существовании южнее Моря Восточного еще одного моря, условно названного Мелким, новыми фотографиями не подтверждено.

Наличие на снимках большого числа деталей, относящихся к видимому с Земли полушарию, позволило осуществить привязку новых образований в единой селенографической системе координат.

Совместное рассмотрение материалов фотографирования обратной стороны Луны 1959 г. и снимков, сделанных «Зондом-3», подтверждает вывод об ассиметрии Луны относительно плоскости, делящей ее на видимое и невидимое полушария: на обратной стороне мало морей и вся она более светлая и гористая.

12 ноября 1965 г. в направлении Венеры была запущена АМС «Венера-2» весом 963 кг. Полет ее к Венере будет продолжаться ок. 3,5 месяца. Установленная на АМС аппаратура позволяет проводить широкие исследования и по пути к Венере, в межпланетном пространстве. Для питания аппаратуры используются химические источники энергии и солнечные батареи.

16 ноября 1965 г. запущена следующая АМС этой серии «Венера-3» весом 960 кг. Ее конструкция несколько отличается от конструкции «Венеры-2» составом научной аппаратуры. Основная задача запуска станции «Венера-3» - увеличение общего объема научной информации и получение дополнительных данных о планете Венера и межпланетном пространстве.

Запуск через небольшой промежуток времени 2 автоматических станций, своего рода «групповой полет» АМС увеличивает общую надежность эксперимента по получению новой информации. Кроме того, парный полет позволяет получать сопоставимую информацию и тем самым проводить взаимный контроль получаемых станциями данных, что повышает их достоверность. Измерения, производимые в межпланетном пространстве 2 станциями, являются по существу градиентными. Они позволяют лучше исследовать динамику развивающихся в межпланетном пространстве физических процессов тем более, что данные можно сопоставлять с измерениями в «третьей точке», т. е. проводимыми на Земле и на многочисленных спутниках, вращающихся вокруг нее.

Одна из этих станций - «Венера-3»-достигла поверхности Венеры, доставив туда вымпелы СССР.

Запуски космических аппаратов в 1965 г.
№ по пор. Дата запуска Название
аппарата
Апогей
(км)
Перигей
(км)
Наклон
орбит
Период
(мин. )
Частоты радиопередатчиков
(мгц)
Примечания
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13

11 января
30 января
21 февраля
»
»
22 февраля
26 февраля
7 марта
12 марта
15 марта
»
»
18 марта

«Космос-52»
«Космос-53»
«Космос-54»
«Космос-55»
«Космос-56»
«Космос-57»
«Космос-58»
«Космос-59»
«Космос-60»
«Космос-61»
«Космос-62»
«Космос-63»
«Восход- 2»

304
1192
1856
»
»
512
647
339
287
1837
»
»
495

205
227
279,7
»
»
175
563
209
201
273
»
»
173

65°
48,8°
56°4'
»
»
64°46'
65°
65°
64°42'
56°
»
»
65°

89,5
98,7
106,2
»
»
91,1
96,78
89,7
89,1
106
»
»
90,9

19,995
20,005; 90,022
19,802; 20,035; 90,158
»   »   »
»   »   »
19,997
90,022
19,996

«Маяк» - 19,775; 20,084; 90,377


143,625; 17,365; 18,035; «Сиг-
нал» - 19,996
14
15
16
17
18


25 марта
20 апреля
23 апреля
7 мая
9 мая


«Космос-64»
«Космос-65»
«Молния- 1»
«Космос-66»
«Луна- 5»


271
342
39380
291
-


206
210
497
197
-


»
»
65°
65°
-


89,2
89,8
708
89,3
-


19,996
19,996

19,996
12 мая 1965 г. в 22 ч. 10 мин.
по моек. вр. достигла поверх.
Луны
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28

25 мая
8 июня
15 июня
25 июня
2 июля
16 июля
»
»
»
»

«Космос-67»
«Луна- 6»
«Космос-68»
«Космос-69»
«Космос-70»
«Космос-71»
«Космос-72»
«Космос-73»
«Космос-74»
«Космос-75»

350
-334
332
1154
542
588
556
616
644

207
-
205
211
229
512
538
538
538
540

51,8°
-
65°
65°
48,8°
56°,04
56°,06
56°,07
56°,04
»

89,9
-
89,77
89,7
98,3
95,23
95,87
95,54
96,16
96,48

19,996
Гелиоцентрическая орбита
19,996


Выведены одной ракетой на кру-
говую орбиту с начальным пе-
риодом 95,5 мин. , удалением
от Земли 550км и наклонением
56,1°. «Маяк»- 20,84 и 90,378;
19,8 и 89,1
29


16 июля


«Протон-1»


627


190


63,5°


92,45


Вес полезной нагрузки без пос-
ледней ступени ракеты-носите-
ля 12200кг; 19,910мгц
3018 июля«Зонд-3»----Гелиоцентрическая орбита
3123 июля«Космос- 76»51325648,78°92,17 
323 августа«Космос-77»28020151 ,79°89,2919,991
3314 августа«Космос-78»29821868,92°89,7519,996
3425 августа«Космос-79»33820564,90°89,9419,996
353 сентября«Космос-80»1500150056°116,6-
36»«Космос-81»»»»»-
37»«Космос-82»»»»»-
38»«Космос-83»»»»»-
39»«Космос-84»»»»»-
409 сентября«Космос-85»31921265°89,619,995
4118 сентября«Космос-86»1690138056°116,7-
42»«Космос-87»»»»»-
43»«Космос-88»»»»»-
44»«Космос-89»»»»»-
45»«Космос-90»»»»»-
4623 сентября«Космос-91»34221265°2319,995
474 октября«Луна- 7»----Вес 1506кг
4814 октября« Молния- 1»4000050065°11 ч. 59 м. 
4916 октября«Космос-92»35321 2»89,919,996
5019 октября«Космос-93»52222048°24'91,720,005; 30,0075; 90,0225
5128 октября«Космос-94»29321165°89,319,996
522 ноября«Протон-2»63719163,5°92,6Вес полезной нагрузки без по-
следней ступени ракеты-носи-
теля 12,2 т; 19, 545
534 ноября«Космос-95»52120748°24'91,720,005; 30,0075; 90,0225
5412 ноября«Венера-2»----Вес 963кг
5516 ноября«Венера-3»----Вес 960кг
5623 ноября«Космос-96»31022751°54'89,619,895; 19,735
5726 ноября«Космос-97»210022049°108,3 
5827 ноября«Космос-98»57021665°9219,996
593 декабря«Луна-8»----Вес 1552кг
6010 декабря«Космос-99»32019965°89,619,995
6117 декабря«Космос-100»--65°97,7Расстояние от поверхности Земли
650км
6221 декабря«Космос- 101»55026049°92,4 
6328 декабря«Космос- 102»27821865°89,2419,735
64»«Космос- 103»--56°97Выведен на круговую орбиту с
высотой 600км

В 1965 г. продолжалось ракетное зондирование атмосферы и запуски спутников серии «Космос»; всего было запущено 52 спутника - значительно больше, чем в предыдущие годы (см. табл. ). В ряде случаев выводилось на близкие орбиты сразу несколько спутников (до 5) с помощью одной ракеты-носителя.

К. Михайлов.
ЗАПУСКИ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ В США

Искусственные спутники Земли

В 1965 г. в США было выведено на орбиты 97* искусственных спутников Земли, в т. ч. пять пилотируемых спутников серии «Джемини», два спутника «Тирос», один - OSO, четыре - серии LES, три - «Пегас», три - «Аполлон» (макет космического корабля), один- «Греб», два - GGSE, один - серии SR, четыре - «Секор», два - «Оскар», один - «Сёркал», один - DRS, один - «Эрли Бёрд», пять - «Эксплорер», два - серии NDS, один - ORS, один - «Сервейер» (макет космического аппарата), один - серии OV-1, два - OV-2, один - OGO, два - серии LCS, один - SNAP-10, сорок один - секретный спутник военного назначения, пять - последние ступени («Транстейдж») экспериментальных ракет-носителей «Титан-IIIА» и «Титан-IIIС», один - контейнер REP, один - контейнер с балластом, один - «Алуэтт» (канадский) н один - FR (французский).

* В иностранной литературе приводят цифру 95. Это объясняется тем, что при запуске 15 октября (см. табл. , №№ 78- 80) спутники не отделились и их вместе с последней ступенью («Транстейдж-VI») ракеты-носителя учитывают как один космический объект.

Основные сведения об орбитах перечисленных спутников помещены в таблице (условно в табл. дополнительно включен и запущенный французами спутник А-1). Ниже дается их описание.

«Тирос IX». Метеорологический спутник (рис. 1), предназначен для получения изображений облачного покрова. От предыдущих спутников «Тирос» (см. Ежегодник БСЭ 1964 г. ) несколько отличается по конструкции и иной ориентировкой на орбите. Две телевизионные камеры с широкоугольными объективами (104°) смонтированы диаметрально противоположно на боковой поверхности корпуса, а не на днище, как у предыдущих спутников. Вследствие этого на орбите спутник должен быть ориентирован так, чтобы его ось вращения была перпендикулярна плоскости орбиты (у предыдущих спутников эта ось лежала в плоскости орбиты). На спутнике 9100 солнечных элементов, которые обеспечивают питание бортового оборудования, заряжают аккумуляторную батарею (295вт-час), обеспечивающую питание в периоды, когда спутник не освещен Солнцем. Для обеспечения наиболее благоприятной освещенности при получении изображений облачного покрова спутник предполагали вывести на солнечно-синхронную* круговую орбиту высотой 740км и наклонением к плоскости экватора 81,6°. При выводе на орбиту двигатель 2-й ступени ракеты-носителя работал на 13 сек. дольше, чем было предусмотрено программой, и спутник вышел на нерасчетную орбиту (см. табл., № 3).

«Тирос X». Первый метеорологический спутник, принадлежащий Бюро погоды США (все предыдущие спутники «Тирос» принадлежали NASA**), предназначен для передачи изображений облачного покрова в зоне между 70 с. ш. и 30° ю. ш. Аналогичен спутнику «Тирос IX». Две телевизионные камеры спутника должны обеспечивать получение кадров, охватывающих участок облачного покрова размером 1280 X 1280км. Спутник вышел на орбиту, близкую к расчетной (см. табл. , № 51). За сутки со спутника передается более 400 изображений.

OSO-II. *** Спутник-обсерватория (рис. 2), предназначен для исследования Солнца, состоит из 2 секции. Секция1 закреплена на валу, на котором вращается секция2, что обеспечивает стабилизацию ориентированного на орбите спутника. На 3 откидных консолях секции2 (правильная 9-гранная призма) установлены управляющие реактивные сопла для регулирования скорости вращения и баллоны со сжатым азотом, на котором работают эти сопла. Основные научные приборы, скомпонованные в 2 блока, размещены на секции1. Один блок содержит спектрометр для регистрации ультрафиолетового излучения Солнца в диапазоне 300--1300 А, другой - коронограф для исследования солнечной короны, три телескопа для регистрации рентгеновского излучения; детектор протуберанцев, детектор уровня фонового излучения. Эти приборы должны быть постоянно направлены на Солнце. В секции2 установлены приборы: спектрофотометр для регистрации ультрафиолетового излучения Солнца в диапазоне 1500-3300 А; сцинтилляционные детекторы гамма-излучения низкой (от 0,1 до 3Мэв) и высокой (от 50 до 1000Мэв) энергии; 5 телескопов для исследования зодиакального света. Кроме научных, на спутнике установлены приборы, контролирующие работу бортового оборудования. Установленный на одной из откидных консолей магнитометр позволяет определить положение оси вращения спутника с точностью до 5°. Очень жесткие требования предъявляются к системе ориентации и стабилизации спутника. Это обусловлено тем, что отклонение оптических осей научных приборов (в секции1) не должно превышать 1 угловой мин. Для ориентации спутника используются солнечные датчики грубой и точной ориентации, реактивные сопла и сервомоторы (см. Ежегодник БСЭ 1963 г. ). Источники питания - солнечные элементы (36вт при 18,3в), установленные на обращенной к Солнцу поверхности секции1, и химические батареи, размещенные в секции2. На спутнике установлена КИМ - телеметрическая система****. Данные от приборов поступают непосредственно на передатчики или на записывающее устройство, которое за 1 виток может записать до 3 млн. ед. информации; скорость считывания 1200 ед. информации в сек. Запуски спутников OSO осуществляет NASA.

* «Sun-Synchronous» - так в американской печати называют орбиту, которая лежит в плоскости, проходящей через Солнце.

** National Aeronautics and Space Administration- Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства.

***OSO- Orbiting Solar Observatory - Орбитальная солнечная обсерватория.

**** На спутнике OSO-I (см. Ежегодник БСЭ 1963 г. ) была установлена ЧМ/ЧМ система.

«Транстейдж». Последняя (3-я) ступень экспериментальных ракет-носителей «Титан IIIA» и «Титан IIIC», выводимых на орбиту при испытательных запусках этих ракет. Первый запуск ракеты «Титан IIIA» состоялся 1 сентября 1964 г. , однако ступень на орбиту не вышла, при втором запуске 10 декабря 1964 г. ступень «Транстейдж I» была выведена на орбиту (см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ).

LES-I*. Экспериментальный связной спутник, снабженный РДТТ, имеет форму 20-гранника высотой 1,5м. На гранях смонтировано 2376 солнечных элементов, 4 рупорные антенны и 4 датчика направления на Землю, которые регистрируют, какие антенны в каждый данный момент обращены к Земле (спутник вращается вокруг продольной оси), и подают соответствующие команды на переключатель антенн. Для вывода спутника на орбиту был использован третий (о первых двух см. выше) испытательный запуск экспериментальной ракеты-носителя «Титан IIIA». При этом запуске двигатели последней ступени включались трижды, последовательно выводя ступень со спутником на промежуточную, переходную и на близкую к круговой орбиту. На орбите спутник был раскручен до 180об/мин и с помощью пружины отделен от последней ступени ракеты («Транстейдж II»). После отделения бортовой РДТТ должен был перевести спутник на эллиптическую орбиту (перигей 2780км, апогей 18500км), а затем отделиться от него. Однако двигатель не включился и не отделился, спутник вместе с РДТТ (общий вес 159кг) остался на той же орбите (см. табл. , № 7). Выход на нерасчетную орбиту привел к тому, что сеансы связи со спутником при его прохождении над районами принимающих от него информацию станций (в Уэстфорде, шт. Массачусетс и в Плезантоне, шт. Калифорния) имеют меньшую продолжительность, чем предполагалось. *LES - Lincoln Experimental Satellite - экспериментальный спутник (лаборатории) Линкольна.

LES-II.Связной спутник (рис. 3), по конструкции аналогичен спутнику LES-I. Приемное устройство спутника работает на частоте 8300Мгц, передающее - на частоте 7800Мгц. Для определения скорости вращения спутника и ориентации оси вращения используются солнечные датчики (на LES-I их не было). Для вывода спутника на орбиту был использован четвертый запуск ракеты-носителя «Титан IIIA», на которой был еще установлен спутник LCS-I для калибровки радиолокаторов. При этом запуске двигатели последней ступени включались 4 раза. После третьего включения ступень («Транстейдж III») со спутниками вышла на близкую к круговой орбиту, на которой спутник LES-II был раскручен до 180об/мин и отделился от ступени, а через 10 сек. был включен бортовой РДТТ спутника и он вышел на эллиптическую орбиту. Затем от ступени отделился спутник LCS-I, который остался на этой орбите, а сама ступень после четвертого включения ее двигателей перешла на другую орбиту (см. табл. , №№ 34-36).

LES-III.Предназначен для исследования проблем, связанных с созданием военной системы связи, в которой должны использоваться спутники, обращающиеся по близким к синхронным экваториальным орбитам. Имеет форму многогранника с макс. поперечным размером 0,61м. На борту установлен передатчик (300Мгц), использующий 2 штыревые антенны.

LES-IV.Назначение то же, что и спутника LES-III. Имеет форму многогранника (макс. поперечный размер 0,8м, высота 0,9м), стабилизируется вращением, для ориентации на орбите используется индукционная катушка. Бортовой приемопередатчик (~8000Мгц) использует 8 рупорных антенн, подключенных по сигналам оптических датчиков направления на Землю. Источником электропитания служат солнечные элементы. О программе вывода на орбиту спутников LES-III и LES-IV см. в описании спутника OV-2-3.

LCS*. Предназначены для калибровки радиолокаторов станций слежения, представляют собой полый шар диаметром 113см (площадь большого круга-~1м2). Радиолокационное сечение такого шара условно принимают за единицу измерения.

«Пегас»(MDS**). Спутники (рис. 4) предназначены для регистрации метеорных частиц. Разрабатываются под руководством NASA. Для вывода спутников на орбиту были использованы испытательные запуски экспериментальных ракет-носителей «Сатурн I». При запуске спутник (в сложенном положении) находится внутри макета основного блока (отсек экипажа + двигательный отсек) космического корабля «Аполлон». На орбите макет корабля сбрасывается и «крылья» спутника развертываются (размах 29,3м). Каждое крыло спутника состоит из 7 панелей, на прилегающей к центральной секции спутника панели,- которая вдвое короче остальных, смонтировано 16 детекторов метеорных частиц (по 8 с каждой стороны), на остальных шести - по 32 детектора (16 с каждой стороны).

Источники питания - никель-кадмиевые батареи, заряжаемые солнечными элементами. На спутнике установлено 5 солнечных датчиков и 12 инфракрасных датчиков земного горизонта, по сигналам которых можно определять ориентацию спутника в момент регистрации пробоя детектора метеорной частицей. Помимо данных о пробоях, на Землю передаются сигналы от различных датчиков (солнечных, горизонта, температурных, напряжения батарей), а также от 2 приборов, измеряющих электронную концентрацию. Телеметрические передатчики спутников «Пегас I» и «Пегас II» работают на одинаковой частоте (136Мгц) и, чтобы не путать получаемую от них информацию, спутники выведены на орбиту с таким расчетом, чтобы угловое расстояние между ними составило 120°.

Передатчики спутника «Пегас III» работают на частотах 136,41 и 136,59Мгц.

«Аполлон». Макеты основного блока*** космического корабля «Аполлон», выводимые на орбиту при испытательных запусках экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн I». Макеты «Аполлон I» и «Аполлон II» были выведены на орбиту в 1964 г. вместе с последней ступенью ракеты-носителя «Сатурн I» (запуски SA-6 и SA-7, см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ).

* Lincoln Calibration Sphere - калибровочный шар (лаборатории) Линкольна.

** Meteoroid Detection Satellite - спутник для регистрации метеорных частиц.

*** Макет корабля «Аполлон» (без лунной кабины), состоящий из отсека экипажа и двигательного отсека.

«Греб». Так в иностранной литературе называют спутники серии SR, предназначенные для исследования солнечной радиации (см. Ежегодник БСЭ 1964 г. ).

GGSE. Спутники для отработки гравитационной системы стабилизации (см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ).

SR-VI. Спутник для исследования солнечной радиации (см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ).

«Секор» (EGRS). Геодезические спутники. Четыре из пяти запущенных спутников имели форму параллелепипеда (см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ), «Секор V» - сферическую (диаметр 51см).

«Оскар III». Связной спутник (рис. 5), имеет форму параллелепипеда (43 X 30,5 X 16,5см). Приемопередатчик спутника работает в диапазоне частот, отведенных для радиолюбителей (центральная частота приемника 144,1Мгц, передатчика - 145,833Мгц). На нем установлены 3 передающих и 1 приемная антенна, 2 радиомаяка, 1 из которых (145,85Мгц) используется также в качестве телеметрического передатчика. Источник питания - серебряно-цинковая батарея. О предыдущих запусках спутников «Оскар» см. Ежегодник БСЭ 1963 г.

«Оскар IV». Предназначен для ретрансляции (по 10 каналам) сигналов на частотах, отведенных для радиолюбителей. Габариты спутника 45,7 X 30,5 X 15,2см, для электропитания аппаратуры используются солнечные элементы, стабилизируется вращением (35об/мин). О программе вывода на орбиту см. в описании спутника OV-2-3.

«Сёркал II»*. Спутник для калибровки аппаратуры станций слежения.

DRS (Додекаэдр). Двенадцатигранный спутник для исследования окружающих условий.

SNAP-10A. Ядерная энергетическая установка, выведенная на орбиту вместе с последней ступенью ракеты-носителя (рис. 6). Основная цель запуска - испытание ядерной установки (рис. 7) и проверка способности ракеты-носителя вывести установку на так называемую «безопасную» орбиту, по которой она будет обращаться достаточно долго, чтобы до схода с орбиты успел произойти распад продуктов деления в ядерном реакторе. Второстепенная цель - испытания ионного двигателя (тяга 0,9 г), получающего электропитание от этой установки (расчетная мощность в установившемся режиме 585вт при напряжении 28в). Установку предполагали выключить через 90 суток, фактически она по неизвестной причине прекратила работу примерно через 43 суток. Ионный двигатель проработал около 1 часа.

«Эрли Бёрд» (HS-303). Связной спутник (рис. 10), принадлежащий корпорации Comsat** (Communication Satellites - связные спутники), предназначен для экспериментов по связи между станциями, расположенными в США, Канаде и Западной Европе. Представляет собой модифицированный спутник «Синком» (см. Ежегодники БСЭ 1964 и 1965 гг. ). Диаметр спутника 72,1см, высота 59см. На спутнике установлен РДТТ тягой 385кг, 4 управляющих реактивных сопла и 2 приемопередатчика, которые могут работать в 3 режимах: ретранслятора, командного приемника и телеметрического передатчика. Источники питания - 6000 солнечных элементов, обеспечивающих мощность 45вт, и 2 никель-кадмиевые батареи емкостью по 150а-час. Спутник предполагалось вывести на стационарную орбиту *** над точкой 27,5° з. д. Спутник был запущен 6 апреля и выведен на начальную эллиптическую орбиту (перигей 1455км, апогей 36 564км, наклонение 18,14°). 9 апреля в апогее 6-го витка был включен бортовой РДТТ и спутник перешел на орбиту, близкую к круговой синхронной (перигей 34964км, апогей 36557км, наклонение ~ 5°) над точкой 32° з. д. Чтобы перевести спутник в расчетное положение, было включено одно из управляющих сопел и спутник стал смещаться на восток со скоростью ~1,5град/сутки с одновременным уменьшением наклонения его орбиты. 14 апреля спутник перешел на орбиту, близкую к стационарной (см. табл., № 28). Первые испытания связного оборудования спутника проводились 12 апреля. Сигналы, посланные американской станцией в Андовере, были приняты европейскими станциями в Гунхилли Даунсе и Племёр-Боду. 28 июня началось использование спутника в коммерческой системе связи.

* Предполагают, что одним из запущенных 6 октября 1964 г. трех спутников (см. Ежегодник БСЭ 1965 г.) был «Сёркал I», другим - «Транзит».

** Контролируемая правительством США Международная Корпорация объединяет фирмы, участвующие в создании коммерческой системы связи с использованием спутников.

***Экваториальная синхронная круговая орбита (см. Ежегодник БСЭ 1964 г., описание спутника «Синком»).

«Эксплорер XXVII» (ВЕ-С). Спутник (рис. 8, показан установленным на цилиндрическую подставку) предназначен для исследования ионосферы и проведения экспериментов по использованию лазеров для внешнетраекторных и геодезических измерений; аналогичен спутнику «Эксплорер XXII» (см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ).

«Эксплорер XXVIII» (IMP-C). Исследовательский спутник, аналогичный спутнику «Эксплорер XXI» (см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ).

«Эксплорер XXIX» («ГЕОС-1»). Геодезический спутник. Основная цель запуска - проведение триангуляционных измерений и исследование аномалий гравитационного поля Земли. Корпус спутника (высота 0,81м, максимальный поперечный размер 1,22м) представляет собой правильную 8-гранную призму, переходящую в 8-гранную усеченную пирамиду (рис. 9), на нем установлено 4992 солнечных элемента. Спутник оборудован гравитационной системой ориентации и стабилизации, использующей телескопический стержень (18м), на конце которого смонтировано магнитное устройство для демпфирования либрации. Для контроля правильности ориентации служат 6 солнечных датчиков и 3 магнитометра. На борту спутника установлены импульсные ксеноновые лампы, вспышки которых должны фотографироваться одновременно из нескольких пунктов; 322 кварцевых уголковых отражателя излучений лазеров; 3 допплеровских радиопередатчика, с помощью которых будет определяться гравитационный потенциал Земли; приемоответчики для определения положения спутника относительно 10 наземных станций; приемоответчик, используемый в системе внешнетраекторных измерений.

«Эксплорер XXX» (IQSYE**). Исследовательский спутник, предназначен для регистрации излучения Солнца в диапазонах 0,5-20; 44-60; 1080-1350 Ằ. Корпус спутника (диаметр 0,61м,. высота 0,7м) состоит из 2 полусфер, разделенных кольцом шириной 9см, на котором смонтировано 12 фотометров (ионизационные камеры и счетчики Гейгера-Мюллера), а также 4 антенны телеметрических передатчиков. Информация от приборов должна передаваться в реальном масштабе времени, а также записываться на борту для последующей передачи по команде с Земли. Источники электропитания - солнечные элементы.

«Эксплорер XXXI» (DME***-A). Исследовательский спутник, предназначенный для измерения ионной и электронной концентрации в пространстве, окружающем спутник. К этому типу относятся также спутники «Эксплорер VIII» (см. Ежегодник БСЭ 1961 г. ) и «Ариэль-1» (S-51, см. Ежегодник БСЭ 1963 г. ). Запущен совместно с канадским спутником «Алуэтт-П» в соответствии с американо-канадской программой исследования космического пространства (программа ISIS*). Представляет собой правильную 8-гранную призму (максимальный поперечный размер 0,76м, высота 0,64м). Установленная аппаратура (в частности, ионный масс-спектрометр и устройство для измерения электронной температуры) предназначена для проведения 8 различных экспериментов* Для изменения положения оси и скорости вращения используется магнитная система, включающая стержни, которые намагничиваются и размагничиваются по командам с Земли.

* International Quiet Sun Year Explorer - «Эксплорер» для Международного года спокойного Солнца.

** Direct Measurment Explorer - «Эксплорер» для непосредственных измерений.

***International Satellites for Ionospheric Studies - международные спутники для исследования ионосферы.

«Алуэтт II». Канадский исследовательский спутник, по конфигурации аналогичен спутнику «Алуэтт I» S-27, см. Ежегодник БСЭ 1963 г. ). Макс. поперечный размер корпуса 1,07м, высота 0,86м. Запущен совместно со спутником «Эксплорер XXXI» в рамках американо-канадской программы ISIS. NASA проводит измерения электронной концентрации и электронной температуры, а также регистрацию положительных ионов, образующих «ореол» вокруг спутника. Канадские исследовательские организации проводят исследования верхних слоев атмосферы, шумов галактического и солнечного радиоизлучений, низкочастотных шумов («атмосферные свисты»), а также регистрацию энергетических частиц: протонов с энергией 0,5-700Мэв, электронов (0,04-3,9Мэв) и альфа-частиц (5 - 2800Мэв). На спутнике установлены датчики ионной и электронной концентрации и температуры, масс-спектрометры, детекторы энергетических частиц, электростатические зонды, приемники низкочастотных шумов (50-30 000гц), импульсный передатчик (300вт) с качающейся частотой (0,2-13,5 Мгц), радиомаяк, 2 телеметрических передатчика, 5 штыревых и 1 турникетная антенны. Спутник стабилизируется вращением, для определения ориентации на орбите используются 3-осный магнитометр и солнечные датчики. Источники электропитания - 4680 солнечных элементов и никель-кадмиевые батареи.

«Джемини». Двухместные пилотируемые спутники, созданные на основе конструкции спутников «Меркурий» (см. Ежегодники БСЭ 1963 и 1964 гг.). Корпус спутника (рис. 11) разделен на 4 отсека. Длина спутника 5,79 м, максимальный диаметр 3,05м, вес более 3т. Кабина с креслами для космонавтов находится в отсеке экипажа, сверху в кабине имеются 2 входных люка, в крышках которых вмонтированы смотровые окна, к днищу отсека крепится теплозащитный экран. На борту спутника размещены система жизнеобеспечения, система аварийного спасения, система управления и ориентации, тормозная двигательная установка (ТДУ), источники питания, радиоэлектронное оборудование и бортовой импульсный радиолокатор, предназначенный для обеспечения встречи с другим, выведенным на орбиту объектом.

Оборудование системы жизнеобеспечения размещено в отсеке экипажа и во вспомогательном отсеке. Номинальная температура в кабине 26,6° , в скафандре - 21°. Космонавты дышат чистым кислородом (0,35кг/см2). Питьевая вода хранится в бачке емкостью 7,2л, который пополняется водой, выделяемой в водородо-кислородных топливных элементах, а также конденсируемой из паров искусственной атмосферы.

Инерциальная система управления включает инерциальный измерительный блок и вычислительное устройство (ВУ). В системе ориентации используется оборудование ACME*, включающее основной и вспомогательный блоки скоростных гироскопов, преобразователь мощности и 2 миниатюрных ВУ. Управляющими органами системы управления и ориентации являются 32 бортовых ЖРД, работающих на самовоспламеняющемся топливе (монометилгидразин + четырехокись азота), 16 из них входят в систему RCS**, остальные 16 - в систему OAMS***.

Источники питания - водородо-кислородные топливные элементы (2квт) и серебряно-цинковые батареи: 4 основные емкостью по 45а-час и 3 запасные емкостью по 12а-час.

Для обеспечения двусторонней радиотелефонной связи, передачи телеметрической информации и приема команд на спутнике установлено оборудование, работающее в УВЧ диапазоне (основное) и в ВЧ диапазоне (запасное), а также 2 радиомаяка, один работает в диапазоне С, другой - в диапазоне S.

«Джемини III» (запуск GT-3****). Выведен на орбиту (см. табл. , № 24) с экипажем в составе Вирджила Гриссома (командир) и Джона Янга (2-й пилот). Спутник совершил 3 витка вокруг Земли. На 1-м витке был проведен маневр для снижения апогея орбиты, на 2-м- маневр для изменения наклонения орбиты, на 3-м - маневр для снижения перигея орбиты, после чего примерно через 10 мин. была включена ТДУ (до включения отделилась секция оборудования вспомогательного отсека *****). Заданную ориентацию спутника во время снижения и входа в атмосферу Гриссом обеспечивал вручную. Полет продолжался 4 часа 53 мин,, спутник спустился в Атлантическом ок. примерно в 100км от расчетной точки.

«Джемини IV» (запуск GT-4). Выведен на орбиту (см. табл., № 43) с экипажем в составе Джеймса Макдивитта (командир) и Эдуарда Уайта. Спутник совершил 62 витка. На 1-м витке была предпринята попытка сблизиться со 2-й ступенью ракеты-носителя, однако выяснилось, что для этого не хватит бортового запаса топлива и от продолжения эксперимента пришлось отказаться. На 3-м витке давление в кабине было стравлено, Уайт открыл люк и вышел из спутника (рис. 12), установил на его корпусе фотокамеру и начал перемещаться с помощью специального реактивного устройства, а также подтягиваясь за фал. Находясь вне спутника, Уайт производил съемку с помощью фотоаппарата, установленного на реактивном устройстве, вел переговоры с Макдивиттом, передаваемые в сеть широковещания. Через 20 мин. Уайт вернулся в спутник. Начиная с 4-го витка космонавты выполняли программу научных экспериментов. 7 июня на 62-м витке были включены бортовые ЖРД для перевода спутника на орбиту с высотой перигея ~ 80 км (чтобы в случае отказа ТДУ спутник мог сойти с орбиты под воздействием аэродинамических сил), а через 12 мин. была включена ТДУ и спутник сошел с орбиты. Полет продолжался 96 час. 56 мин. 21 сек. , спутник спустился в Атлантическом ок. в 90км от расчетной точки.

* Attitude Control Manoeuver Electronics - электронное оборудование, обеспечивающее маневры для ориентации.

** Re-entry Control System - система управления при входе в атмосферу.

*** Orbital Attitude and Manoeuvering System - система ориентации и маневрирования на орбите.

**** О запуске GT-1 см. Ежегодник БСЭ 1965 г. Запуск GT-2 осуществлен 19 января 1965 г.: экспериментальный образец спутника (без экипажа) был запущен но баллистической траектории.

***** Вспомогательный отсек состоит из секции ТДУ и секции оборудования. Последняя расположена позади ТДУ и перед включением двигателей ее необходимо отделить.


Рис. 1. Спутник «Тирос IX». Рис. 2. Спутник OSO-II:1 - секция, закрепленная на валу;2 - секция, вращающаяся на валу. Рис. 3. Экспериментальный связной спутник LES-II. Рис. 4. Спутник «Пегас» (MDS): 1 - панель с солнечными элементами;2 - последняя ступень ракеты-носителя;3 - центральная секция спутника;4 - панель с детекторами метеорных частиц; 5 - телеметрическая антенна. Рис. 5. Связной спутник «Оскар III». Рис. 6. Ракета «Аджена D» с ядерной энергетической установкой SNAP-10A:1 - ядерный реактор;2 - радиатор;3 - ионный двигатель;4 - баковый отсек ракеты «Аджена D»; 5 - двигательный отсек; 6 - штанга с датчиком системы ориентации; 7 - штанга с командной и телеметрической антеннами. Рис. 7. Ядерная энергетическая установка SNAP-10A:1 - узел крепления; 2 - ресивер для компенсации расширения теплоносителя;3 - радиатор;4 - насос теплоносителя; 5 - реактор;6 - радиационный экран;7 - элементы жесткости радиатора;8 - трубопровод в системе циркуляции теплоносителя;9 - отсек для размещения приборов. Рис. 8. Спутник «Эксплорер XXVII» (ВЕ-С). Рис. 9. Спутник «Эксплорер XXIX». Рис. 10. Спутник «Эрли Бёрд» (без панелей с солнечными элементами):1 - чувствительный элемент приемной антенны; 2 - приемная и передающая коаксиальные щелевые антенны; 3- переключатель лампы бегущей волны;4 - элемент конструкции;5 - бак (4 шт. ) с перекисью водорода;6 - управляющее реактивное сопло;7 - приемопередатчик;8 - никель-кадмиевые батареи;9 - сопло бортового РДТТ;10 - антенна телеметрического передатчика;11 - управляющее реактивное сопло;12 - солнечные датчики;13 - кодирующее и декодирующее устройство. Рис. 11. Спутник «Джемини»: А - вспомогательный отсек; Б - отсек экипажа; В - отсек системы ориентации; Г - отсек радиолокатора;1 - ЖРД (8) тягой 11,3кг для ориентации спутника на орбите;2 - ЖРД(2) тягой 45кг для увеличения орбитальной скорости;3, 10 - топливные баки;4 - тормозной РДТТ (4) тягой 1,14т; 5 - ЖРД (2) тягой 38,5кг для уменьшения орбитальной скорости;6 - ЖРД (4) тягой 45кг для бокового смещения спутника;7 - негерметизированное отделение для оборудования;8 - герметизированная кабина;9 - ЖРД (16) тягой 11,3кг для ориентации спутника при входе в атмосферу;11 - визирный стержень (для визуального выравнивания спутника перед стыковкой с другим орбитальным объектом);12 - антенна радиолокатора. Рис. 12. Уайт вне спутника (снимок сделан камерой, установленной Уайтом на спутнике):1 - фал;2 - фотокамера, смонтированная на устройстве4; 3 - нагрудный ранец;4 - реактивное устройство. Рис. 13 - Ракета «Аджена D» со спутниками NDS-V, NDS-VI и ORS-III:1 - сбрасываемый теплозащитный экран;2 - спутники NDS-V и NDS-VI;3 - пружинное устройство для отделения и раскрутки спутника ORS-III;4 - спутник ORS-III; 5 - двигатель; 6 - хвостовой отсек; 7 - баковый отсек; 8 - переходник;9 - сопла для раскрутки спутников NDS. Рис. 14. Спутник OV-2-I. Рис. 15. Космический аппарат «Пионер VI». Рис. 16. Спутник FR-I.

«Джемини V» (запуск GT-5). Основные цели запуска: исследование воздействия продолжительного (8 суток) космического полета на человеческий организм; испытание бортового оборудования спутника, в частности водородо-кислородных топливных элементов (источник энергопитания) и радиолокатора, которые не устанавливались на предыдущих спутниках «Джемини»; проведение эксперимента по сближению с REP* в целях подготовки предполагаемого эксперимента по встрече спутника «Джемини VI» с ракетой «Аджена D»; проведение 17 экспериментов по специальным программам NASA и Министерства обороны США.

Выведенный на орбиту (см. табл., № 70) спутник с космонавтами Гордоном Купером и Чарлзом Конрадом на борту совершил 120 витков. На 1-м витке спутник с помощью бортовых двигателей был переведен на несколько более высокую орбиту (перигей 171км, апогей 350км) с целью обеспечения большей свободы маневра по сближению с REP, который был выброшен из вспомогательного отсека спутника на 2-м витке. В конце 2-го витка в результате выхода из строя нагревателя бачка с жидким кислородом для топливных элементов мощность последних резко снизилась; от сближения с контейнером отказались** и выключили часть бортовых систем, поэтому на борту спутника осталось неиспользованное топливо (34кг) и было решено провести непредусмотренный программой эксперимент, имитирующий сближение с воображаемой ракетой «Аджена D», «выведенной» на эллиптическую орбиту (перигей 228км, апогей 340км ) на расстоянии ~ 800км от спутника. Для обеспечения сближения расчетной программой эксперимента предусматривалось проведение 6 маневров. Проведено только 4, в результате которых спутник должен был оказаться на орбите с перигеем 200,6км, апогеем 312,6км, «ко-эллиптпческой***» с расчетной орбитой воображаемой ракеты. Фактически спутник вышел на орбиту с перигеем 199,4км и апогеем 311км. На этом эксперимент был завершен, спутник прошел на расстоянии ~30км от «ракеты». Отмечается, что если бы ракета была реальной, то при наличии достаточного запаса топлива можно бы было провести 5-й и 6-й маневры и осуществить встречу. Во время полета космонавты дважды провели испытания бортового радиолокатора с использованием приемоответчика на мысе Кеннеди, засекли запуск 2 межконтинентальных баллистических ракет, одну из которых сфотографировали и зарегистрировали (с помощью радиометра) инфракрасное излучение факела ее двигателей, сфотографировали отдельные районы Мексики, Восточной Африки, Аравийского полуострова и Австралии, вели переговоры с космонавтом Карпентером, к-рый находился на подводной лаборатории «Силэб II» на глубине 60м у берега Калифорнии. Во время полета вышли из строя 6 двигателей системы OAMS, но несмотря на это и неисправность некоторых бортовых систем, предусмотренные программой эксперименты космонавты выполнили в среднем на 83%.

Полет продолжался 190 час. 56 мин., спутник опустился в 620км к юго-западу от Бермудских островов, примерно в 130км от расчетного района.

«Джемини VII».Полет рассчитан на 14 суток. Выведенный на орбиту (см. табл., № 88) спутник с космонавтами Фрэнком Борманом и Джеймсом Ловеллом на борту совершил 206 витков. После выхода на орбиту космонавты в течение 17 мин. осуществляли групповой полет со 2-й ступенью ракеты-носителя, выдерживая расстояние не более 90м. В полете космонавты по очереди снимали скафандры: Ловелл летал без скафандра с 6 по 11 декабря, Борман снял скафандр 11 декабря. Космонавты совершили несколько маневров с целью перевода спутника на круговую орбиту высотой 300км для последующей встречи со спутником «Джемини VI» (см. ниже). Полет продолжался 330 час. 35 мин.; спутник благополучно совершил посадку 18 декабря.

* Rendezvous Exercise Pod - контейнер для экспериментов по встрече.

** Позднее выяснилось, что топливные элементы могли бы обеспечить необходимую мощность для проведения этого эксперимента.

***В американской литературе этот термин принят для обозначения компланарных эллиптических орбит, апогеи н перигеи которых лежат на одной прямой на одинаковом расстоянии (в данном случае 27,4км) друг от друга, причем одна орбита расположена внутри другой.

«Джемини VI». На борту спутника находились космонавты Уолтер Ширра и Томас Стаффорд. Основная цель запуска - осуществление сближения с запущенным 4 декабря спутником «Джемини VII», который в момент выхода спутника «Джемини VI» на орбиту находился от него на расстоянии ~2000км. В результате проведенных маневров спутник сблизился с ним, после чего оба спутника в течение 5,5 часа совершали групповой полет, выдерживая расстояние от 1 до 3м. Во время группового полета космонавты поддерживали постоянную двустороннюю связь, снимали друг друга фото- и кинокамерами через иллюминаторы. Полет продолжался 25 час. 52 мин. (16 витков); спутник благополучно совершил посадку 16 декабря.

NDS-V, NDS-VI.Приборное оборудование этих спутников несколько отличается от предыдущих спутников NDS (см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ). Для обнаружения ядерных взрывов, а также для исследования фонового космического излучения на спутниках установлены: 6 детекторов рентгеновского излучения; 6 детекторов гамма-излучения; детектор нейтронного излучения; 2 детектора Z-частиц; анализатор рентгеновского излучения; электронно-протонный спектрометр; 2 счетчика Гейгера-Мюллера; магнитометр. Спутники снабжены управляющим реактивным соплом для ориентации, обеспечивающей наилучшее освещение солнечных элементов, и электротермическим двигателем (рабочее тело азот) для выдерживания заданного углового расстояния (140-180°) между спутниками. Оба спутника, а также спутник ORS-III были выведены на промежуточную орбиту вместе с последней ступенью («Аджена D») ракеты-носителя (рис. 13). После отделения от ступени спутники NDS с помощью бортового РДТТ были переведены на орбиту, близкую к круговой (см. табл., №№ 54, 55), а спутник ORS -III, не имеющий бортового двигателя, остался на промежуточной орбите.

ORS*-III.Исследовательский спутник, имеющий форму 8-гранника (диаметр описанной сферы 28см). Иногда его называют «Пигмей», или ERS **, и это, по-видимому, общее название для спутников-многогранников, среди которых упоминались 4-гранники (TRS; см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ) и 12-гранник (DRS, см, табл., № 18). На спутнике установлены детекторы радиации, 16-канальная телеметрическая система и солнечные элементы (1,6вт).

OV-1-2.Исследовательские спутники серии OV-1 (называются также ARS, или SATAR***). В 1965 г. было запущено 3 спутника, однако спутники OV-1-1 (запущен 21 января) и OV-1-3 (27 мая) на орбиту не вышли. Вышедший на орбиту (см. табл., №75) спутник OV-1-2 имеет форму цилиндра с полусферическими днищами; длина спутника 1,4м, диаметр ~0,69м. К спутнику пристыкован двигательный отсек длиной-2м, в котором размещаются РДТТ, обеспечивающий вывод спутника на орбиту, телеметрический передатчик и радиомаяк. На спутнике установлены детекторы радиации для исследования экранирующих свойств различных материалов, ионизационные камеры для исследования влияния ионизирующего излучения на материал, имитирующий человеческие ткани, и приборы для измерения энергии и изучения распределения энергетических частиц в поясах радиации. Перед запуском спутник OV-1 помещают в контейнер, устанавливаемый на ракетах «Атлас», запускаемых по баллистической траектории. Примерно через 5 мин. после старта (Т + 5 мин. ) крышка контейнера открывается, спутник (с двигательным отсеком) выбрасывается наружу, ориентируется в заданном положении, а через Т + 13 мин. включается РДТТ и спутник выводится на орбиту. После включения РДТТ двигательный отсек отделяется от спутника.

* Octohedral Research Satellite - 8-гранный исследовательский спутник.

** Enviromental Research Satellite - спутник для исследования окружающих условий.

*** Aerospace Research Satellite, или Satellite for Aerospace Research - спутник для аэрокосмических исследований.

OGO-II.Спутник-обсерватория, предназначенный для геофизических исследований. По конструкции аналогичен спутнику OGO-I (см. Ежегодник БСЭ 1965 г. ).

На борту установлены приборы для регистрации полярных сияний, состава ионосферы, электромагнитных излучений звуковой частоты, метеорных, энергетических и нейтральных частиц, ультрафиолетового и рентгеновского излучения Солнца, два магнитометра, ионизационная камера, детектор космических лучей и прибор для радиоастрономических исследований.

Спутник вышел на орбиту, отличающуюся от расчетной (перигей 333км, апогей 925км).

OV-2-1. Исследовательский спутник (рис. 14) предназначен для исследования магнитного поля Земли, энергетических частиц, воздействия радиации на биологические объекты и для других целей. На орбите должен стабилизироваться вращением (10об/мин), для раскрутки служат 4 небольших РДТТ, смонтированных на панелях с солнечными элементами. Для поддержания скорости вращения служат 2 микродвигателя (тяга 4,5 г), использующие в качестве «топлива» сублимирующийся при 21°С кислый сернистый аммоний. На спутнике установлены детекторы для регистрации протонов и электронов, ловушка Фарадея, черепковский счетчик, магнитометры, приемник сверхдлинноволнового излучения, детектор плазмы, солнечный датчик, спектрометр и прибор, имитирующий ткани и органы человека.

Для запуска спутника был использован 2-й (1-й состоялся 18 июня 1965 г. ) испытательный запуск экспериментальной ракеты-носителя «Титан III С». Согласно программе полета двигательная установка 3-й ступени («Транстейдж») ракеты-носителя должна включаться 10 раз: 1-й - для вывода ступени со спутниками* на начальную орбиту; 2-й-для перехода на круговую орбиту высотой 740км, на которой должен отделиться спутник LCS-2; 3-й - для перехода на эллиптическую орбиту (перигей 740км, апогей 7400км), на которой должен отделиться спутник OV-2-1; остальные 7 раз - для перехода ступени на круговую орбиту высотой 7400км. Ступень со спутниками вышла на начальную орбиту (табл., №№ 78 - 80), а после второго включения двигательной установки взорвалась вместе со спутниками.

OV-2-3. Предназначен для исследования Солнца. Габариты спутника 58,4 х 58,4 х 61см. Для запуска спутника был использован 3-й испытательный запуск ракеты-носителя «Титан-III С». Согласно программе полета, двигательная установка 3-й ступени («Транстейдж VII») ракеты-носителя должна была включаться 3 раза: 1-й - для вывода ступени со спутниками** на круговую орбиту высотой 167км с наклонением 29°; 2-й - для перехода на эллиптическую орбиту (перигей 167км, апогей 33 730км, наклонение 26°); 3-й - для перехода на круговую орбиту высотой 33 730км с наклонением 0,02°, на которой спутники должны отделиться от ступени и обращаться на расстоянии ~30 угловых секунд друг от друга. Третье включение не удалось, и ступень осталась на эллиптической орбите (см. таблицу, № 92), на которой и произошло отделение спутников (предполагают, что спутник OV-2-3 не отделился).

* На ступени был установлен еще спутник LCS-2.

** На ступени были установлены еще спутники LES-III, LES-IV и «Оскар IV».

FR-I.Французский исследовательский спутник (рис. 16), запущенный американской ракетой, предназначен для исследования прохождения сверхдлинноволнового излучения через атмосферу. Макс. поперечный размер спутника 68,6см, высота 132см. На нем установлена аппаратура для регистрации излучения наземных передатчиков; прибор для измерения электронной концентрации; радиомаяк, который передает также информацию о работе бортовых систем спутника; 2 телеметрических передатчика (136,8 и 136,35Мгц) и командный приемник (148Мгц). Спутник стабилизируется вращением (12об/мин). Для определения ориентации оси вращения относительно Солнца и Земли служат солнечные датчики и магнитометр. Источники электропитания - 3840 солнечных элементов и 2 серебряно-кадмиевые батареи.

A-I.Первый французский экспериментальный спутник, запущенный с полигона в Хаммагире (Алжир) французской ракетой-носителем «Диамант». Основная цель запуска - испытание ракеты. На спутнике установлены радиомаяк и оборудование, контролирующее работу бортовых систем ракеты-носителя.

Искусственные спутники Земли, выведенные на орбиты в 1965 г.

№№
п/п
Название спутникаРакета-носительДата
запуска
Вес спут-
ника,
кг
Элементы начальной орбитыНачаль-
ный пе-
риод об
ращения,
мин
перигей,км апогей,км Накло-
нение
к пло-
скости
эква-
тора,
град
1
2
3
4
5
Секретный
Секретный
«Тирос IX»
Секретный
OSO-II
«Торад-Аджена D»
«Тор-Алтэр»
«Тор-Дельта»
«Атлас-Аджена D»
«Тор-Дельта»
15.01
19.01
22.01
23.01
...
...
138,3...
247,2
183
468
705
145
549
425
824
2585
290
629
74,95
98,78
96,40
102,54
32,86
90,63
97,66
119,23
88,82
96,35
6
7
«Транстейдж II»
LES-I
«Титан IIIA»11.021588
31,3
2786
2794
2800
2803
32,15
32,11
145,47
145,63
8
9
«Пегас I»
«Аполлон III» (макет)»
( «Сатурн I» (запуск SA-9)16.02 10430*
4540
502
499
729
735
31,74
31,76
96,84
96,90
10Секретный«Торад-Аджена D»25.02...17737875,0890,07
11
12
13
14
15
16
17
18
«Греб»
GGSE-II
GGSE-III
SR-VI
«Секор III» (EGRS-3)
«Оскар-III»
«Cёркал-II»
DRS(Додекаэдр)
«Тор-Аджена D»9.0334
...
...
34
18,1
13,6
...
4,1
909
904
904
909
908
901
901
909
937
941
941
937
937
945
943
938
70,09
70,10
70,10
70,09
70,08
70,12
70,06
70,08
103,52
103,51
103,51
103,52
103,51
103,50
103,50
103,51
19
20
21
«Секор II» (EGRS-2)
Секретный
Секретный
«Тор-Эйбл Стар» 11.0318,1
...
...
332
286
288
1004
10,32
1033
89,98
90,00
89,99
97,97
97,96
97,97
22
23
24
25
Секретный
Секретный
«Джемини-III»
Секретный
«Атлас-Аджена D»
«Тор-Алтэр»
«Титан II» (запуск GT-3)
«Торад-Аджена»
12.03
18.03
23.03
25.03
...
...
3225
...
153
525
159
185
283
764
240
266
107,63
99,08
32,60
96,08
88,80
97,65
88,34
89,06
26
27
SNAP-10A
«Секор IV» (EGRS-4)
«Атлас-Аджена» 3.04440
18,1
1283
1267
1312
1323
90,17
90,21
111,57
111,45
28«Эрли-Бёрд I» (HS-303)«Торад-Дельта»6.0439**34961365860,131436,95
29
30
Секретный
Секретный
«Атлас-Аджена D»28.04...
...
180
489
259
558
95,60
95,24
88,94
95,16
31«Эксплорер XXVII» (BE-G)«Скаут»29.0459,9937131641,19107,75
32
33
Секретный
Секретный
«Тор-Аджена»29.04...
...
180
193
470
1144
85,04
84,87
91,06
98,17
34
35
36
«Транстейдж III»
LES-II
LCS-I
«Титан IIIА»6.05...
36,3
34
2784
2826
2776
3737
15095
2799
32,07
31,36
32,11
156,90
315,16
145,42
37
38
Секретный
Секретный3
«Торад-Аджена D»
«Тор-Алтэр»
18.05
20.05
...
...
198
567
332
953
75,01
98,69
89,75
100,06
39
40
«Пегас II»
«Аполлон IV» (макет)
«Сатурн I» (запуск SA-8)25.05109201
4400
507
512
742
735
31,75
31,74
96,99
97,04
41
42
43
44
Секретный
«Эксплорер XXVIII» (IMP-C)
«Джемини-IV»
Секретный
«Атлас-Аджена D»
«Тор-Дельта»
«Титан-II» (запуск GT- 4)
«Торад-Аджена D»
27.05
29.05
3.06
9.06
...
59
3566
...
150
193
164
175
266
264110
282
362
95,78
33,86
32,53
75,07
88,67
8556,00
88,82
89,84
45
46
«Транстейдж IV»
Контейнер с балластом
«Титан IIIC»18.06...
9525
162
162
172
172
32,14
32,14
87,70
87,70
47
48
Секретный
Секретный4
«Тор-Эйбл Стар»24.06
...
1022
1030
1146
1110
90,00
90,00
106,94
106,65
49
50
Секретный
Секретный
«Атлас-Аджена D»25.06...
...
499
150
509
264
107,65
107,64
94,69
88,54
51
52
53
«Тирос X» (ОТ-1)
Секретный
Секретный
«Тор-Дельта»
«Торад-Аджена D»
«Торад-Аджена D»
2.07
17.07
19.07
...
127
...
743
470
183
837
515
459
98,65
70,18
85,05
100,76
94,46
90,99
54
55
56
NDS-V
NDS-VI
ORS-III
«Атлас-Аджена D»20.07238
238
5,4
88434
101712
153
96078
121344
112655
35,27
35,00
34,39
5148,16
6726,4
2608
57
58
«Пегас III»
«Аполлон V»
«Сатурн I» (запуск SA-10)30.07104301
4400
534
518
567
533
28,80
28,86
95,52
95,02
59
60
Секретный
Секретный
«Атлас-Аджена D»3.08...
...
148
502
306
515
107,47
107,36
89,06
94,78
61
62
«Секор V»
«Сервейер» (модель)
«Скаут»
«Атлас-Кентавр» (запуск АС--6)
10.08
11.08
18,1
952,5
1135
169
2424
659840
69,26
28,60
122,26
44640
63
64
65
66
67
68
Секретный4
Секретный
Секретный
Секретный
Секретный
Секретный
«Тор-Эйбл Стар»13.081089
ошибка?-хл
...
...
...
...
...
1089
1089
1089
1089
1089
1089
1089
1089
1089
1089
1089
1089
90,01
90,01
90,01
90,01
90,01
90,01
108,19
108,19
108,19
108,19
108,19
108,19
69Секретный «Торад-Аджена D»17.08...18040770,0490,37
70
71
«Джемини-V»
REP (контейнер)
«Титан II» (запуск GT-5)21.083180
34,9
196
167
303
314
32,59
32,58
89,41
89,18
72
73
74
75
76
77
Секретный
Секретный
Секретный
OV-1-2
Секретный
OGO-II
«Тор-Алтэр»
«Торад-Аджена D»
«Атлас-Аджена D»
«Атлас-D»
«Торад-Аджена D»
«Торад-Аджена D»
10.09
22.09
30.09
5.10
5.10
14.10
...
...
...
134,3
...
521,6
650
192
158
407
204
417
1053
363
264
3455
325
1516
98,65
80,01
95,59
144,30
75,04
87,41
101,96
90,04
88,77
125,59
89,81
104,43
78
79
80
«Транстейдж VI»
OV-2-1
LCS-2
«Титан IIIC»15.10...
170
34
187
187
187
755
755
755
32,61
32,61
32,61
93,90
93,90
93,90
81
82
83
84
85
Секретный
«Эксплорер XXIX» («Геос-1»)
Секретный
«Эксплорер XXX»
A-1 (Франция)
«Торад-Аджена D»
«Тор- Дельта»

«Скаут»
«Диамант»
28.10
6.11
8.11
18.11
26.11
...
175
...
56,7
42
172
1114
145
707
528
433
2277
277
887
1809
74,97
59,38
93,89
59,72
34,24
90,56
120,31
88,74
100,80
108,61
86
87
«Алуэтт-II»
«Эксплорер XXXI» (DME-A)
«Торад-Аджена В»29.11145
97,5
504
504
2985
2977
79,81
79,82
121,43
121,39
88
89
90
91
«Джемини-VII»
FR-1
Секретный
«Джемини-VI»
«Титан II» (запуск GT-7)
«Скаут»
«Скаут»
«Титан II» (запуск GT-6)
4.12
6.12
9.12
15.12
3290
61,2
...
...
161
748
182
161
328
763
438
360
28,88
75,87
80,04
28,88
89,32
99,94
90,72
88,60
92
93
94
95
96
«Транстейдж VII»
OV-2-3
«Оскар-IV»
LES-III
LES-IV
«Титан IIIC»21.122042
193,6
13,6
...
...
172
172
196
172
172
33622
33622
33598
33622
33622
26,39
26,39
26,60
26,39
26,39
589,51
589,51
589,53
589,51
589,51
97
98
Секретный
Секретный
«Скаут»
«Торад-Аджена»
22.12
24.12
...
...
909
177
1086
446

89,11
80,01
105,09
90,83

1Общий вес последней ступени ракеты-носителя и спутника «Пегас» (1450 кг). 2 После выгорания топлива бортового РДТТ. 3Выведен на солнечно-синхронную орбиту.4Предположительно «Транзит».

Космические аппараты

«Маринер». Запущенный 28 ноября 1964 г. космический аппарат «Маринер IV» (см.Ежегодник БСЭ 1965 г.) совершил пролет мимо Марса в ночь с 14 на 15 июля 1965 г., минимальное расстояние между аппаратом и планетой составило 9846км (расчетное -8850 ±320км), относительная скорость ~11,2км/сек. В это время Марс находился на расстоянии 215,6 млн.км от Земли. Полученные и записанные на ленту 22 снимка (последний неполный, т. к. кончилась лента записывающего устройства) были переданы на Землю. Первая передача проводилась в период 15-24 июля, повторная - в период 24 июля - 2 августа, после чего бортовая телеметрическая аппаратура была переключена на передачу научной и инженерной информации. Пролетев мимо Марса, аппарат вышел на гелиоцентрическую орбиту (перигелий 165,9 млн.км, афелий 235,3 млн.км), несколько наклоненную к плоскости эклиптики; период обращения аппарата 567,11 суток. Согласно расчетам, аппарат 4 сентября 1967 г. должен пройти на расстоянии ~ 50 млн.км от Земли, в период сближения NASA предполагает сделать попытку вновь установить связь с аппаратом с целью проверки работы бортового оборудования и определения надежности электронной аппаратуры при длительном пребывании в космосе.

«Рейнджер».В 1965 г. в США были запущены 2 аппарата, предназначенные для исследования Луны, и завершены работы по этой программе.

«Рейнджер VIII».Предназначен для получения телевизионных изображений лунной поверхности. Запущен с мыса Кеннеди 17 февраля в 17 час.05 мин. * ракетой-носителем «Атлас-Аджена». Аппарат аналогичен аппарату «Рейнджер VII» (см.Ежегодник БСЭ 1965 г.), за исключением бортовой аппаратуры, которая подверглась некоторой модификации. Вес аппарата 366,8кг, в т. ч. вес телевизионных камер и связанного с ними оборудования - 172,3кг. Аппарат упал на Луну 20 февраля в 9 час. 57 мин. Телевизионные камеры были включены за 23 мин. до падения и передали на Землю 7162 изображения лунной поверхности.

* Здесь и далее время по Гринвичу.

«Рейнджер IX».Предназначен для получения изображений лунной поверхности в районе кратера Альфонса. Запущен с мыса Кеннеди 21 марта в 21 час 37 мин. ракетой-носителем «Атлас-Аджена D». Аппарат аналогичен «Рейнджеру VIII», за исключением телевизионных камер, которые были снабжены усовершенствованными видиконами с разрешающей способностью 1500 строк на дюйм (у «Рейнджера VIII» - 750 строк на дюйм). Разрешающая способность камер на местности до 25см. Аппарат упал на Луну 24 марта в 14 час.08 мин. 20 сек., скорость относительно Луны в момент падения - 2,67км/сек. Телевизионные камеры начали работать примерно за 16 мин. до падения и передали на Землю 5814 изображений лунной поверхности, ограниченной координатами: 0° ю. ш. 45° з. д. ; 0° ю. ш. 5° в. д. ; 35° ю. ш. 45° з. д. ; 35° ю. ш. 5° в. д.

В период работы камер вектор скорости аппарата составлял с местной вертикалью угол 25,1°.

«Пионер VI».Предназначен для исследования межпланетного пространства. Этот аппарат (рис. 15) является более совершенным по сравнению с аппаратами прежних моделей, запускавшихся в 1958-60 гг., из которых на гелиоцентрические орбиты вышли 2 аппарата: «Пионер IV» (3 марта 1959 г. ) и «Пионер V» (11 марта 1960 г. , см. Ежегодник БСЭ 1961 г. ). Запущен с мыса Кеннеди 16 декабря 1965 г. ракетой-носителем «Торад-Дельта», вышел на близкую к расчетной гелиоцентрическую орбиту, лежащую внутри орбиты Земли (перигелий ~ 0,8 астрономической ед. ). Вес аппарата 62,6кг, длина корпуса 88,9см, диаметр 94см. На аппарате установлены одноосный магнитометр, чаша Фарадея, анализатор солнечной плазмы, сцинтилляционный детектор и комплект приборов («телескоп») для регистрации космических лучей и 2 приемника для определения электронной концентрации в космическом пространстве.

Связное оборудование аппарата, работающее на частоте 2300Мгц, включает 2 командных приемника, 2 телеметрических передатчика и 2 антенны с низким и высоким коэффициентом усиления. Информация может передаваться в реальном масштабе времени или с записи, емкость бортового запоминающего устройства 15 232 двоичные ед. Скорость передачи информации может регулироваться: 512; 256; 64; 16 или 8 двоичных ед. в сек.

Аппарат стабилизируется вращением (60об /мин), он должен быть ориентирован так, чтобы обеспечивать максимальную освещенность солнечных элементов и направленность антенны с высоким коэффициентом усиления на Землю. В системе ориентации используется управляющее реактивное сопло и 4 солнечных датчика. Бортовая энергетическая установка включает 10368 солнечных элементов и серебряно-цинковую батарею. В системе терморегулирования используются жалюзи, которые автоматически открываются и закрываются при помощи биметаллических пружин, реагирующих на изменение температуры.

Лит. : Flight, Awiation Week, Missiles and Rockets, Missile Space Daily, Interavia Air Letter.

В. Костин.

Радиосвязь

Достижения в области ракетной техники открыли новые пути для развития дальней радиосвязи. 23 апреля 1965 г. в СССР был осуществлен запуск спутника связи «Молния-1» на эллиптическую орбиту с апогеем 39 380км и перигеем 497км. В дальнейшем была произведена коррекция орбиты с целью обеспечения более продолжительной и наиболее благоприятной связи между западными и восточными районами страны (рис. 4); апогей новой орбиты составил 39 957км, перигей - 548км. Установленная на борту спутника аппаратура позволяла осуществлять двухстороннюю многоканальную телефонную, фототелеграфную и телеграфную связь между Москвой и Владивостоком, а также обмениваться телевизионными и радиовещательными программами. С помощью следующего спутника связи «Молния-1», выведенного на орбиту в октябре 1965 г., проводилась дальнейшая отработка системы дальней двухсторонней телевизионной и телефонно-телеграфной радиосвязи. Вывод на орбиту нового спутника имел целью проверить возможность космической системы связи при совместном использовании нескольких спутников и увеличить длительность передач. Спутники связи успешно использовались для проведения экспериментальных передач цветного телевидения, в т. ч. между СССР и Францией.
Рис. 4. Схема связи со спутником «Молния-1», запущенным 23 апреля 1965 г. Рис. 5. Спутник связи «Молния-1»: 1— панель-нагреватель; 2 — солнечная батарея; 3 — остронаправленная антенна; 4 — датчик ориентации антенны на землю; 5 — антенный привод; 6 — радиатор-холодильник; 7 — запас рабочего тела для проведения микрокоррекции; 8 — корректирующая двигательная установка; 9 — датчик ориентации для проведения коррекции; 10 — датчик солнечной ориентации.

Спутники связи типа «Молния-1» (рис. 5) являются активными ретрансляторами: на них устанавливается приемно-передающая аппаратура, принимающая сигналы с Земли и передающая затем эти сигналы обратно на Землю. Возможно использование также пассивных спутников связи. На таких спутниках аппаратуры нет. Они имеют большую поверхность, отражающую обратно на Землю электромагнитные волны, пришедшие из передающего пункта на Земле. С помощью ИСЗ можно осуществлять круглосуточную связь между многими отдаленными друг от друга пунктами на Земле, а также организовать глобальную связь.