Значительные результаты исследований Космоса были получены в 1967 г. с помощью автоматической межпланетной станции (АМС) «Венера-4».

18 октября 1967 г. АМС «Венера-4» после четырехмесячного полета достигла планеты Венера. Спускаемый аппарат станции плавно спустился в атмосфере планеты. На поверхность планеты второй раз были доставлены вымпелы Советского Союза (рис. 6). Станция позволила получить научные данные о физических условиях в межпланетном пространства и в окрестностях Венеры, впервые непосредственно измерены температура, давление и плотность атмосферы Венеры, определен ее химический состав.

По внешнему виду АМС «Венера-4» (рис. 3) напоминает своих предшественниц - станции «Венера-2» и «Венера-3». Ее вес 1106 кг. Станция состояла из орбитального отсека и спускаемого аппарата. В герметичном орбитальном отсеке помещались: приборы системы астроориентации и стабилизации, аппаратура радиокомплекса, блоки автоматики системы терморегулирования, аккумуляторы и научная аппаратура. Спускаемый аппарат станции, предназначавшийся для проведения комплекса научных исследований в атмосфере Венеры, был выполнен в форме, близкой к сфере с диаметром 1 м (рис. 4). Вес его - 383 кг . Аппарат имел два герметичных отсека: парашютный и приборный. В последнем находились два передатчика, телеметрическая система, аккумуляторная батарея, программно-временное устройство, блоки автоматики, система терморегулирования, радиовысотомер и научная аппаратура. В парашютном отсеке, кроме основного и тормозного парашютов, были размещены датчики научной аппаратуры, передающая антенна и антенны радиовысотомера. Наружная поверхность спускаемого аппарата была закрыта специальной теплозащитой, предохранявшей приборы аппарата от аэродинамического нагрева и от воздействия горячей атмосферы Венеры. Перед стартом «пускаемый аппарат станции «Венера-4» подвергался стерилизации с целью предотвращения заноса на Венеру микроорганизмов земного происхождения.

Полет АМС «Венера-4» к планете Венера начался 12 июня 1967 г. с промежуточной орбиты спутника Земли (рис. 2). С помощью радиоизмерений было установлено, что отклонение станции от расчетной траектории у Венеры составит 160 тыс. км. Поскольку ставилась задача попадания на планету, то 29 июля 1967 г., когда станция находилась на расстоянии 12 млн. км от Земли, с помощью жидкостной реактивной двигательной установки была осуществлена коррекция траектории полета, обеспечившая попадание в планету и прямую радиовидимость станции с центра дальней космической связи во время проведения научных измерений в атмосфере Венеры. Двигательная установка была рассчитана на проведение двух коррекций, но надобности во второй коррекции не возникло.

18 октября 1967 г., когда станция находилась от Венеры на расстоянии ок. 45 тыс. км, начался припланетный сеанс. АМС «Венера-4» была сориентирована так, что ось параболической антенны была направлена на Землю. Это положение станция сохраняла до входа в атмосферу, когда произошло отделение спускаемого аппарата (рис. 1), и он в условиях громадных перегрузок (максимальное значение перегрузки более 300 единиц) затормозился от V~11 000 м/сек до V~300 м/сек. Дальнейшее торможение спускаемого аппарата производилось парашютной системой. Ввод парашютной системы в действие был обеспечен барометрическим датчиком. В момент раскрытия основного парашюта включились научные приборы, радиопередатчики и началась передача информации на Землю. В это время высота аппарата над поверхностью Венеры была равна ~26 км, а скорость снижения -10 м/сек. Передача научной информации производилась в течение 93 мин. Место входа станции в атмосферу планеты (с точностью до 500 км) находится на ночной стороне Венеры, вблизи экватора на расстоянии ок. 1500 км от терминатора. Это позволяет считать, что весь спуск проходил на ночной стороне планеты.

Научная аппаратура станции «Венера-4» проводила измерения физических условий в межпланетном пространстве на траектории полета Земля-Венера, в околопланетном пространстве в окрестностях Венеры и в плотных слоях ее атмосферы на участке плавного снижения спускаемого аппарата. В орбитальном отсеке находились: трехкомпонентный магнитометр с диапазоном измерений 50γ и чувствительностью 2γ; счетчики частиц космических лучей; индикатор УФ-излучения Солнца, рассеянного частицами водорода и кислорода; ловушки заряженных частиц для изучения ионосферы Венеры. Все эти приборы проводили измерения вплоть до момента, когда орбитальный отсек вошел в плотные слои атмосферы и прекратил функционирование.

В спускаемом аппарате были размещены приборы для измерения температуры, давления, плотности и химического состава атмосферы Венеры: два термометра сопротивления для определения температуры окружающего газа с пределами измерений 270÷600°K - первый термометр и 210÷730°K - второй; барометрический датчик анероидного типа; плотномер с диапазоном измерений для углекислого газа 0,5-10^-3-15·10^-3 г-см^-3 и 11 патронов-газоанализаторов на углекислоту, воду, кислород и азот.

Принцип действия измерителя плотности основан на ионизации атомов и молекул газа в объеме датчика потоком быстрых электронов, создаваемым источником бета-излучения, и измерении величины ионного тока, являющегося функцией плотности исследуемого газа. В патроны-газоанализаторы вводилась проба атмосферы на двух уровнях высоты: на высоте ~26 км (в 5 патронов) и на высоте ~19 км (в остальные 6 патронов). После введении проб патроны-газоанализаторы герметически закрывались. Активный поглотитель каждого анализатора поглощал одну из химических компонент атмосферы. Это позволяло по снижению давления в анализаторе определить содержание исследуемой компоненты. Привязка измеренных параметров атмосферы к высоте производилась начиная от высоты 26 км над поверхностью Венеры (измерение данной высоты проведено радиовысотомером в момент раскрытия основного парашюта). Дальнейшая привязка осуществлена двумя методами - по вычислению скорости снижения спускаемого аппарата на парашюте и по барометрической формуле с использованием данных о составе, плотности и температуре атмосферы.

Научная информация передавалась на Землю радио-комплексом станции. Радиокомплекс обеспечивал также проведение измерений параметров движения станции, передачу служебной информации, управление работой систем по командам с Земли. В орбитальном отсеке помещалась следующая аппаратура радиокомплекса: два приемника, передатчик, телеметрические коммутаторы, дешифраторы, запоминающее устройство и вспомогательная аппаратура. В спускаемом аппарате были размещены два передатчика, телеметрический коммутатор, программный механизм и устройство автоматического переключения передатчиков в случае выхода одного из них из строя.

Связь станции с Землей осуществлялась в дециметровом диапазоне радиоволн. Па трассе полета к Венере использовались остронаправленная параболическая антенна диаметром ~ 2,3 метра и две малопаправленные антенны. Передача информации во время снижения спускаемого аппарата на парашюте велась через специальную аптенну, излучающую радиоволны в сравнительно узком конусе, в пределах которого находилась Земля.

Снабжение электроэнергией всех приборов станции производилось системой энергопитания, состоящей из химических аккумуляторов, солнечных батарей и блока управления. Аккумулятор спускаемого аппарата во время полета станции к Венере находился в нерабочем режиме и лишь подзаряжался слабым током от отдельной секции солнечной батареи.

Система ориентации и стабилизации АМС «Венера-4» обеспечивала освещение солнечных батарей прямыми лучами Солнца, ориентацию на Землю во время сеансов радиосвязи оси параболической антенны и ориентацию станции в пространстве при проведении коррекции траектории. В состав системы входили электронно-оптические датчики, гироскопические приборы, приборы управления и микродвигатели с баллонами газа. Разворот аппарата в заданное положение в пространстве производился относительно определенных астрономических ориентиров: Земли, Солнца и звезды Канопус.

Необходимый тепловой режим элементов конструкции и бортовых систем обеспечивался сочетанием пассивных и активных способов терморегулирования. С помощью пассивных способов поддерживался температурный режим агрегатов и приборов, размещенных вне герметичных отсеков станции. Активная система терморегулирования сохраняла заданный тепловой режим в орбитальном отсеке и спускаемом аппарате. Нагретый газ поступал из отсеков станции в теплообменник, где избыточное тепло излучалось в космическое пространство. Необходимая температура в отсеках создавалась за счет регулирования расхода газа. Конструктивно теплообменник был совмещен с отражателем параболической антенны. В течение полета температура в отсеках находилась в пределах + 15 - + 25°С.

Все приборы и агрегаты станции прошли широкий комплекс наземных испытаний. Основные приборы и элементы систем были задублированы, однако в полете необходимость использования дублирующей аппаратуры не возникла.

В результате осуществления эксперимента на АМС «Венера-4» получена научная информация исключительно большой ценности. Измерения, проведенные в межпланетном пространстве на траектории полета Земля - Венера, подтверждают ранее полученные данные. Сопоставление результатов, переданных станциями «Венера-2» и «Венера-3» и станцией «Венера-4», показывает, что в 1967 г. интенсивность солнечных вспышек возросла в сотни раз по сравнению с 1965 г. Интенсивность потока частиц высоких энергий оставалась постоянной до высот 5 тыс. км от поверхности планеты, а затем стала уменьшаться за счет поглощения космических лучей планетой. Этот результат свидетельствует, что у Венеры нет радиационных поясов. Он согласуется и с результатами измерений магнитного поля.

Предварительный анализ исследований магнитного поля показывает, что дипольный магнитный момент Венеры не превышает трех десятитысячных дипольного магнитного момента Земли.

Измерения, проведенные при помощи ловушек заряженных частиц, показывают, что концентрация положительных ионов на высотах более 100 км не превышает 1000 частиц -см ^-3. Это во много раз меньше содержания заряженных частиц в ионосфере Земли. С помощью индикатора УФ-излучения Солнца обнаружена водородная корона Венеры, простирающаяся до 10 000 км от поверхности и содержащая примерно в 1000 раз меньше водорода, чем верхняя атмосфера Земли. Атомарный кислород индикатором не обнаружен.

Наиболее интересными результатами являются данные о составе, температуре и давлении атмосферы Венеры. Оказалось, что основной компонентой ее является углекислота: 90% с ошибкой меньше, чем ± 10%, кислорода больше 0,4% и меньше 1,5%, азота меньше 7%, воды - 1-8 мг/л. Температура атмосферы от высоты 26 ±1,3 км до поверхности изменяется линейно от 25°±10°С до 270°± 10°С. Давление на этих же высотах изменяется от 0,7 до 20 атмосфер.

Поворотным моментом в истории метеорологической службы можно считать появление метеоспутников, способных собирать весьма ценную для составления прогнозов погоды информацию. На первом этапе разработки на искусственном спутнике Земли (ИСЗ) типа «Космос-23» были испытаны в полете электротехнические устройства, обеспечивающие ориентацию и стабилизацию аппарата; проводились исследования функционирования энергосистемы. На втором этапе работ был создан и испытан ИСЗ «Космос-122» (см. Ежегодник БСЭ, 1967 г., стр. 500). Третий этап работ ознаменовался запуском 28 февраля 1967 г. и 27 апреля 1967 г. спутников Земли «Космос-144» (рис. 5) и «Космос-156» (рис. 7), которые совместно с пунктами приема, обработки и распространения метеорологической информации образовали экспериментальную космическую метеорологическую систему «Метеор». Конструкция ИСЗ «Космос-144» и «Космос-156» включала два отсека: верхний отсек с бортовым оборудованием и нижний - с научной аппаратурой. В нижнем отсеке находилась телевизионная и инфракрасная аппаратура для получения изображений облачности, снежного покрова и ледовых полей на освещенной и теневой сторонах Земли; актинометрическая аппаратура для регистрации интенсивности радиации, излучаемой и отраженной системой Земля - Атмосфера, и измерения температуры облаков и подстилающей поверхности. В верхнем отсеке были установлены электродвигатели - маховики системы ориентации спутника и аккумуляторы с блоками автоматики; здесь же помещались радиоэлектронные и электромеханические устройства, обеспечивавшие в полете запоминание результатов измерений и передачу их на Землю, радионаблюдение за спутником и измерение параметров его движения, заданный режим температуры, единое время для привязки результатов измерений к местности, контроль и регулирование режима работы аппаратуры. Управление сложным комплексом аппаратуры спутников осуществлялось с помощью бортовой автоматики и по командам с Земли. Панели солнечной батареи раскрывались после отделения спутника от ракеты-носителя. Ориентация панелей в направлении на Солнце осуществлялась автономной системой слежения. Автоматическая система регулирования энергоснабжения спутника предохраняла аккумуляторы от перезарядки и недопускала снижения напряжения.

Во время полета спутники были строго ориентированы на центр Земли и по направлению движения. Это позволило применить сканирующую инфракрасную и актинометрическую аппаратуру и существенно упростило обработку результатов измерений. ИСЗ «Космос-144» и «Космос-156» были выведены на круговые орбиты высотой 625-630 км. С этих высот телевизионные камеры обеспечивали фотографирование поверхности Земли вдоль траектории полета спутника с шириной захвата ок. 1000 км; ширина полосы обзора инфракрасной аппаратуры ок. 1100 км. Плоскость орбиты спутника «Космос-156» смещена относительно плоскости орбиты спутника «Космос-144» на 95°. Такое расположение орбит позволяло осуществлять наблюдение за погодой над каждым из районов земного шара с интервалом в 6 часов. За сутки от системы «Метеор» поступала информация с половины поверхности нашей планеты. На пунктах приема метеорологической информации с помощью автоматических устройств и электронно-вычислительных машин производилось дешифрирование, географическая привязка и обработка телевизионной, инфракрасной и актинометрической информации. Полученные результаты использовались для составления оперативных прогнозов погоды на территории СССР, передавались метеорологическим центрам многих стран: в Вашингтон, Прагу, Варшаву, Софию, Дели, Каир и т. д. 25 октября начал нести космическую вахту еще один спутник погоды - ИСЗ «Космос-184». Подробнее см. статью «Космическая система "Метеор"».

21марта был запущен ИСЗ «Космос-149». В состав установленной на спутнике научной аппаратуры входили: два трехканальных телефотометра (сканировали по Земле, прослеживая поверхность в двух взаимно перпендикулярных направлениях) для измерения отраженной солнечной радиации в узких участках ультрафиолетового и видимого диапазонов спектра; инфракрасный радиометр для нахождения собственного излучения планеты в «окне прозрачности» атмосферы (участок инфракрасного спектра с длиной волн 8-12 микрон, в котором излучение слабо поглощается водяным паром атмосферы); прибор радиационного баланса для определения потоков прямой и отраженной солнечной радиации и потоков собственного излучения Земли и космоса. Спутник имел также телевизионную систему, игравшую вспомогательную роль. Общий вид ИСЗ «Космос-149» показан на рис. 8. Научная аппаратура и служебные системы спутника были размещены в герметичном корпусе (1). Внутри корпуса поддерживались давление инертного газа, близкое к атмосферному, и достаточно стабильная температура. На наружной поверхности были установлены: иллюминатор телевизионной камеры (2), датчики научной аппаратуры (3], антенные устройства телеметрической, командной и телевизионной систем (4). На задней полусфере корпуса располагались жалюзи системы терморегулирования. Аэрогироскопическая система стабилизации обеспечивала трехосную ориентацию спутника относительно вектора скорости набегающего потока и направления на центр Земли с точностью до 5°. Она состояла из аэродинамического стабилизатора (5) и гиродемпфера. До отделения спутника от ракеты-носителя штанги (6) находились в свернутом состоянии и стабилизатор располагался на задней полусфере корпуса. После отделения спутника от ракеты, по команде от программно-временного устройства, штанги с помощью специальных механизмов (7) выдвигались и стабилизатор занимал свое рабочее положение.

Наличие в полете аэростабилизатора приводит к появлению восстанавливающих моментов по тангажу и рысканию, которые стремятся совместить продольную ось аппарата с вектором скорости потока. Для обеспечения стабилизации по крену на спутнике были установлены два двухстепенных гироскопа. Возмущения, которые возникают при отделении космического аппарата от ракеты-носителя, в данном эксперименте уменьшались системой предварительного успокоения. Ее исполнительные органы были расположены на передней полусфере корпуса (8).

Запуск ИСЗ «Космос-149» позволил получить информацию об угловом и пространственном распределении абсолютных величин интенсивности отраженной солнечной радиации в узких спектральных интервалах (шириной 50-80 Ằ), включая яркость планеты в полосе поглощения молекулярного кислорода 0,76 микрона и в «окне прозрачности» 0,74 микрона. Эта информация позволяет определить количественные характеристики облачного покрова, в т. ч. высоту верхней границы облаков. Данные о собственном излучении подстилающей поверхности и облачности в «окне прозрачности» 8-12 микрон позволили определить их температуру.

Выведенный на орбиту 16 июля ИСЗ «Космос-166» (рис. 9) предназначался для исследования ультрафиолетового и рентгеновского излучения Солнца. Научная аппаратура спутника состояла из рентгеновского фотометра, дифракционного ультрафиолетового спектрометра и рентгеновского гелиографа.

За три месяца работы данного спутника получено большое количество статистической информации по рентгеновским вспышкам и их связи с оптическими вспышками. Этот материал позволяет проследить динамику развития многих вспышек, определить поток и спектральный состав излучений, размеры и локализацию областей, где возникали вспышки, изучить физические условия в области вспышки и в прилегающих активных участках короны. Регистрация спектрометром линии ионизированного гелия дает информацию о состоянии солнечной атмосферы под вспышкой.

Результаты эксперимента представляют большой интерес для выяснения природы рентгеновских и оптических вспышек и возможности их прогнозирования.

30 октября был проведен эксперимент по осуществлению автоматической стыковки па орбите двух космических аппаратов - спутников Земли «Космос-186» и «Космос-188» (рис. 11). Для этой цели на спутниках было установлено следующее оборудование: аппаратура радиосистемы наведения; аппаратура системы ориентации и автоматического управления; двигательная установка многократного действия для осуществления коррекции орбиты и сближения; двигатели малой тяги для ориентации и причаливания; аппаратура управления стыковкой и стыковочные узлы.

ИСЗ «Космос-186» был выведен па орбиту 27 октября. Во время трехсуточного полета проверялись его бортовые системы, двигательные установки и выполнение различных маневров; были проведены коррекции орбиты. 29 октября его орбита была скорректирована так, что 30 октября она проходила над точкой старта. В процессе выполнения операций по стыковке данный спутник являлся активным аппаратом.

30 октября в строго определенное время на орбиту был выведен пассивный спутник «Космос-188» (рис. 10). В этот момент ИСЗ «Космос-186» находился на орбите с параметрами: период обращении - 88,64 мин.; перигей - 180 км; апогей - 260 км; наклонение - 51,68°. Параметры начальной орбиты ИСЗ «Космос-188» см. в таблице. Расстояние между спутниками составляло при этом 24 км, а относительная скорость их движения была порядка 25 м/сек (90 км/час).

После выведения спутников на орбиты происходил взаимный поиск с помощью радиосистемы наведения. Система наведения обеспечивала и измерение параметров относительного движения спутников: расстояния между ними; скорости изменения этой величины; угловой скорости линии визирования - прямой, соединяющей центры масс спутников; углов между линией визирования и конструктивными осями спутников. Используя эти данные, системы ориентации и управления путем включения и выключения соответствующих двигательных установок осуществляли развороты аппаратов относительно линии визирования так, что линия визирования перемещалась в пространстве параллельно самой себе, а относительная скорость спутников изменялась по специально выбранному закону. Закон управления и последовательность разворотов были выбраны исходя из условия надежного сближения с минимальным расходом топлива при заданной начальной дальности между спутниками. При сближении активного спутника с пассивным до расстояния ок. 300 м работала двигательная установка, предназначенная для коррекции орбиты и сближения. Последующее сближение и причаливание осуществлялось с помощью двигателей малой тяги. Этим была достигнута небольшая относительная скорость движения спутников при встрече (порядка 0,1-0,5 м/сек), что необходимо для безударного соединения аппаратов. На ИСЗ «Космос-186» был установлен стыковочный узел активного типа - штанга. ИСЗ «Космос-188» имел стыковочный узел пассивного типа - приемный конус. Приемный конус с гнездом захвата являлся мишенью, в которую попадала штанга на конечном этапе сближения. Завершением процесса стыковки являлось механическое соединение аппаратов и соединение их электрических цепей. Это произошло 30 октября в 12 час. 20 мин. по московскому времени. В течение 3 час. 30 мин. спутники находились в совместном полете, выполняя программу научно-технических исследований. В 15 час. 50 мин. по команде с Земли была проведена расстыковка аппаратов. Процесс поиска, сближения и стыковки происходил вне зоны радиовидимости с территории СССР. Он был зарегистрирован телеметрическими системами, записан на запоминающее устройство и передан наземным станциям во время нахождения состыкованного комплекса в зоне радиовидимости. На Земле было принято и телевизионное изображение соединенных аппаратов. Процесс расстыковки спутников наблюдался на измерительных пунктах по телевидению.

31 октября ИСЗ «Космос-186» по команде с Земли завершил космический полет и произвел мягкую посадку в заданном районе. ИСЗ «Космос-188» был возвращен па Землю 2 ноября.

Общее число спутников серии «Космос», выведенных на орбиты вокруг Земли в 1967 г., равно 61 (см. таблицу). В 1966 г. было выведено 34 спутника этой серии.

Исследования метеорного вещества, проведенные на ИСЗ «Космос-135» (выведен на орбиту 12 декабря 1966 г.) на высотах 260-650 км позволили опровергнуть существовавшую гипотезу о «пылевом облаке» Земли. Основанием для гипотезы служили прямые измерения частоты соударений с микрометеорами, выполненные на протяжении ряда лет с помощью ракет, спутников и космических аппаратов. Новый качественный результат получен более совершенной, но сравнению с применявшейся ранее, аппаратурой спутника и подтвержден теоретическими рассмотренмями возможных механизмов образования пылевого пояса,

Широкий фронт научных исследований, необходимость большого числа запусков предъявляют жесткие требования к разработке спутников «Космос». Одно нз основных требований - предельная унификация конструкций и бортовых систем, позволяющая организовать серийное производство спутников и тем самым удешевить проведение экспериментов в космосе. Решением этой сложной задачи явилось создание унифицированного спутника Земли в нескольких модификациях. Некоторые из них представлены на рис. 8, 9, 12, 13. При переходе от одной модификации к другой максимально сохранена преемственность конструкции, а обслуживающие системы и схемы управления бортовой аппаратурой не зависят от конкретной научной задачи, решаемой спутником.

Корпус унифицированного спутника - цилиндр с полусферическими днищами - полуоболочками. Внутри он имеет три отсека для размещения научной и обслуживающей аппаратуры и источников питания. На наружной поверхности корпуса имеются специальные кронштейны и фланцы для установки приборов и датчиков научной аппаратуры. Электрическая связь этих приборов и датчиков с источниками питания и аппаратурой, расположенными внутри корпуса, осуществляется через герметичные штепсельные разъемы, устанавливаемые на специальные фланцы. Как известно, температура спутника определяется равновесием поглощенной и излучаемой радиации и может регулироваться изменением теплоотдачи с внешней поверхности корпуса. На унифицированном спутнике это обеспечивает радиатор с жалюзи. Радиатором служит иолуоболочка корпуса. На ее наружную поверхность нанесено керамическое покрытие с повышенной излучательной способностью. Внешняя поверхность спутника подвергается специальной обработке. Это позполяет получить необходимые значения коэффициентов поглощення и излучения. Принудительная циркуляция газа внутри корпуса с помощью вентиляторов позволяет осуществлять отвод тепла от работающей аппаратуры к оболочке. Герметичность корпуса достигается подбором материалов, обеспечением плотности сварных швов, прокладкой вакуумной резины в разъемных соединениях. Переход от одной модификации спутника к другой осуществляется заменой блока химических источников тока системой энергопитания с солнечной батареей. Солнечная батарея устанавливается на корпусе спутника. Она представляет собой правильную восьмигранную призму с четырьмя вырезами для научной аппаратуры и раскрывающимися панелями и состоит из двух соединяющихся между собой секций. В конструкции спутника предусмотрена возможность установки дополнительных систем (например, системы закручивания, системы успокоения), позволяющих расширить области применения унифицированного спутника. Для изучения процессов, происходящих на Солнце, предназначена одна из модификаций унифицированного спутника, так называемый солнечный спутник (рис. 9). Спутник имеет систему ориентации, включающую в себя инерционные массы - маховики и газоструйные двигатели. Применение таких комбинированных систем обеспечивает высокую точность ориентации при длительном времени активного существования космического аппарата.

Для проведения исследований радиационного режима Земли и ее атмосферы, измерения распределения энергий в спектре теплового излучения Земли и ряда других экспериментов требуется ориентация аппарата на Землю. В этом случае используется унифицированный ИСЗ с аэрогироскопической системой ориентации (рис. 8).

Унифицированный ИСЗ со спасаемой капсулой предназначается для решения задач, требующих возвращения научной аппаратуры и объектов эксперимента на Землю. По своему внешнему виду он значительно отличается от рассмотренных модификаций. Унификация спутника в данном случае состоит в том, что размещение различной научной аппаратуры в капсуле не связано с необходимостью изменения геометрической формы капсулы и неспасаемой части спутника, состава служебных систем, электрической схемы и схем управления и спуска. Спуск капсулы с орбиты обеспечивается тормозной двигательной установкой. Перед ее включением корабль ориентируется в пространстве заданным образом. На первом этапе возвращения капсулы скорость снижается за счет силы аэродинамического сопротивления. Затем на определенной высоте включается парашютная система и капсула плавно спускается на Землю.

Бортовая служебная аппаратура унифицированного спутника, рассчитанная на работу в условиях невесомости, способна выдерживать значительные ускорения при выведении аппарата на орбиту. Она отличается малым весом и габаритами, минимальным потреблением электроэнергии, надежна при длительной работе. Передача результатов научных измерений на Землю производится многоканальной радиотелеметрической системой.

Для получения информации с участков орбиты вне зоны радиовидимости с наземных станций СССР используется запоминающее устройство. В нем, в зависимости от заданного режима работы, накапливается научная информация и данные о работе бортовых систем за один или несколько витков по орбите. В состав комплекса служебных систем унифицированного спутника входит и аппаратура радиоконтроля орбиты. Обработка полученных от нее данных позволяет определять параметры орбиты и прогнозировать движение спутника. Управление работой аппаратуры осуществляется командами, передаваемыми по радиолинии с Земли и автономно при помощи программно-временного устройства, которое применяется в тех случаях, когда требуется управление работой научной аппаратуры по специальным программам, синхронизация работы отдельных ее устройств, привязка результатов проводимых изменений по времени.

Научная аппаратура спутников серии «Космос» соответствует широкой программе исследования околоземного космического пространства. Для измерений распределения энергии в спектре теплового излучения Земли в области длин волн 7-20 μ, а также 14-38μ для измерения спектральных полос углекислоты (сканирование по местности на длине волны 18,5 μ и озона (сканирование по местности на длине волны 9,5 μ на спутниках устанавливается дифракционный спектрофотометр (спасаемый). Для измерения радиации Солнца используются ультрафиолетовый спектрометр, работающий в области 2200-3100 Ằ и калориметр со сменными светофильтрами - широкополосными с интервалами длин волн 1800-6000 Ằ, 3900-6000 Ằ, 2400-3900 Ằ и узкополосными для эмиссий 3914 Ằ и 5577 Ằ (спасаемые). Радиостанция «Маяк», работающая на частотах 20,005; 30,0075; 90,0225 Мгц- для исследования строения ионосферы с помощью когерентных радиоволн. Ионная концентрация измеряется с помощью ионных ловушек. Зонды Ленгмюра используются для измерения концентрации и температуры электронов. Ионные ловушки сотового типа - для измерения температуры ионов. Газоразрядный счетчик - для регистрации первичного космического излучения. Ионизационная камера, одиночные экранированные и неэкранированные газоразрядные счетчики, счетчиковые телескопы - для изучения вариаций космических лучей. Сцннтилляционные счетчики - для регистрации электронов с энергией 50 и 180 кэв и протонов с энергией > 5,4 и 8,5 мэв. Сцинтилляционные счетчики - внутренний (спасаемый) с кристаллом CsJ - для регистрации электронов с энергией -100-500 кзв и внешний с минимальной экранировкой 2мг/см²- для регистрации электронов с энергией 100 кэв. Сцинтилляционный счетчик (внешний) с минимальной экранировкой 180 мг/см² - для регистрации электронов с энергией > 600 кзв. Сцинтилляционный счетчик (внутренний) - для регистрации электронов с энергией порядка 200-500 кэв, сферический анализатор - для регистрации электронов с энергией ~ 1 кэв и протонов; спасаемые гейгеровские счетчики (внутренний, спасаемый) - для регистрации электронов с энергией порядка 1 мэв и космических лучей, телескоп тройных совпадений (внешний) на гейгеровских счетчиках - для регистрации протонов с энергией 20 мзв и электронов с энергией > 2 мзв. Сцинтилляционный счетчик с кристаллом NaJ - для регистрации протонов с энергией >30 мэв, электронов с энергией 2 и 5 мэв и гамма-квантов с энергией 20 кэв, 50 кзв и 3,3 мэв. Счетчик СТС-5 - для регистрации протонов с энергией 40 мэв, электронов с энергией 3,5 мэв и гамма-квантов с энергией 30 кзв. Сцинтилляционный счетчик с кристаллом CSJ - для регистрации протонов с энергией 500, 550, 600 кэв; 5,5 и 8,5 мэв; электронов с энергией 30, 60, 160 кэв; 5,4 и 8,5 мэв, гамма-квантов с энергией 5,45; 160 кэв; 5,4 и 8,5 мэв. Сцинтилляционный счетчик с кристаллом NaJ - для регистрации электронов с энергией > 100 кэв и протонов с энергией > 10 мэв; n-p-датчик для регистрации электронов с порогами энергии 40 кзв, 600 кэв, 2 мэв (спасаемые). Протонные магнитометры - для проведения глобальной магнитной съемки в диапазоне измерений 18-55 тыс. гамм с абсолютной точностью ~ 2-3 гаммы. Комплекс научной геофизической аппаратуры для регистрации мягких корпускул (протонов н электронов), ионной концентрации, микрометеоров. Аппаратура для измерения светимости звездного неба в двух ультрафиолетовых (с длиной волны λ= 1300 Ằ, λ- 2700 Ằ) н видимой (λ= 4000-5000 Ằ) областях спектра. Медико-биологическая аппаратура, контейнеры с животными и растениями (спасаемые) и др.

23 апреля 1967 г. на орбиту спутника Земли был выведен космический корабль «Союз-1». Корабль пилотировал летчик-космонавт В. М. Комаров, совершивший ранее полет в космос командиром экипажа корабля «Восход». Целью полета являлось испытание нового космического корабля, отработка его систем и элементов конструкции, проведение научно-технических и медико-биологических исследований. Полностью выполнив большую и сложную программу испытаний корабля «Союз-1» и все намеченные эксперименты,(из-за многих отказов оборудования программа не выполнена даже частично-Хл.) В. М. Комаров осуществил все операции, связанные с переходом корабля на режим посадки. Корабль прошел участок торможения в плотных слоях атмосферы и снизил скорость. Однако на следующем этапе спуска из-за нарушения работы парашютной системы корабль снижался с недопустимой скоростью и в результате трагически оборвалась жизнь замечательного летчика-космонавта. Подвиг, совершенный В. М. Комаровым, навсегда войдет в героическую историю изучения и освоения космоса.

Рис. 1. Схема полета в атмосфере и посадки спускаемого аппарата. 1 - начало припланетного сеанса, 2 - отделение спускаемого аппарата от орбитального отсека, 3 - торможение в атмосфере, 4 - раскрытие тормозного парашюта, 5 - раскрытие основного парашюта, 6 - начало работы радиовысотомера, научные измерения, 7 - посадка. Рис. 2. Схема полета станции «Венера-4». 1 - выведение на орбиту ИСЗ, 2 - выход на траекторию полета к Венере, 3 - коррекция, 4 - припланетный сеанс радиосвязи с Землей, 5 - торможение спускаемого аппарата в атмосфере Венеры, 6 -- спуск на парашюте, проведение научных измерений и передача информации на Землю. Рис. 3. Автоматическая межпланетная станция «Венера-4». 1 - орбитальный отсек, 2 - датчик астроориентации, 3 - датчик постоянной солнечной ориентации, 4 - баллоны с газом, 5 - датчик ориентации Солнце - Земля, 6 - датчик и штанга магнитометра, 7 - остронаправленная параболическая антенна, 8 - малонаправленная антенна, 9 - радиатор системы терморегулирования, 10 - панель солнечной батареи, 11 -- корректирующая двигательная установка, 12 - микродвигатели системы астроориентации, 13 - счетчик космических частиц, 14 - спускаемый аппарат. Рис. 4. Спускаемый аппарат станции «Венера-4» (теплоизоляция с верхней части снята). Рис. 5. Метеорологический спутник «Космос-144». 1 - приводной механизм ориентации панелей солнечной батареи, 2 - панель солнечной батареи, 3 - аппаратура контроля орбиты, 4 - антенны, 5 - телевизионные камеры, 6 - магнитный датчик, 7 - приемное устройство актинометрической аппаратуры, 8 - приемное устройство инфракрасной аппаратуры. Рис. 6. Вымпелы с Гербом СССР, установленные на борту станции «Венера-4» (6аб - лицевая, 6вг - оборотная сторона).

Рис. 7. Метеорологический спутник «Космос-156». Рис. 8. ИСЗ «Космос-149». Рис. 9. ИСЗ «Космос-166» для исследования коротковолнового излучения Солнца. 1 - отсек под электронный блок научной аппаратуры, 2 - экранно-вакуумная термоизоляция, 3 - панели солнечной батареи, 4 - датчики научной аппаратуры, 5- солнечный датчик системы ориентации. Рис. 10. Выведение ИСЗ «Космос-188» в зону автоматической стыковки. Рис. 11. Автоматические спутники «Космос-186» и «Космос-188» на конечном этапе сближения. 1 - стыковочные узлы, 2 - антенны поиска и самонаведения, 3 - солнечные батареи, 4 - антенны радиокомплекса. Рис. 12. ИСЗ серии «Космос» для исследований верхних слоев атмосферы и солнечного излучения. 1 - электронный блок научной аппаратуры, 2 - отсек под обслуживающую аппаратуру, 3 - отсек под химические источники питания, 4 - жалюзи системы терморегулирования, 5-6 - датчики научной аппаратуры, 7 - измеритель эрозии оптических элементов, 8 - ионизационная камера, 9 - датчик положения спутника. Рис. 13. ИСЗ серии «Космос» с молекулярным генератором. 1- электронный блок научной аппаратуры, 2- отсек под блок обслуживающей аппаратуры, 3 - отсек под блок буферных батарей, 4 - жалюзи системы терморегулирования, 5 - панели солнечной батареи, 6 - молекулярный генератор, 7 - датчик положения спутника.

25 мая, 3 и 22 октября были осуществлены запуски очередных спутников связи «Молния-1» для эксплуатации системы дальней телефонно-телеграфной радиосвязи и передачи программы Центрального телевидения СССР на пункты сети «Орбита», созданные к 50-летию Великой Октябрьской социалистической революции в районах Крайнего Севера, Сибири, Дальнего Востока и Средней Азии. Строительство и ввод в действие более двадцати станций «Орбита» были осуществлены за один год. Введение в строй системы сверхдальних телепередач позволяет дополнительно двадцати миллионам зрителей видеть программы Центрального телевидения. Сооружение сети «Орбита» означает переход к массовому использованию космической техники в народном хозяйстве.

В 1967 г. продолжались исследования атмосферы Земли и околоземного космического пространства с помощью метеорологических и геофизических ракет и аппарата «Вертикальный космический зонд».

В 1967 г. за рубежом были выведены на орбиты 82* ИСЗ, в т. ч. 77 американских [ три - для системы связи Intelsat-II («Лэни Бёрд», «Кэнэри Бёрд»), одиннадцать - для военной системы связи IDCSP, три - серии ESSА, два - ОSO, два - серии ATS, два - серии NDS, три- ERS (серия OV-5), один - «Эксплорер» (IMP), три - «Сёркал», два - GGSE, один - «Секор», один - «Аврора», один - DATS, один - «Додж», один - серии LES, два - серии OV-1, один - OGO, один - «Биос», один - серии OV-3, один - TTS, один - космический корабль «Аполлон» (без экипажа) и 33 - секретные спутники военного назначения], два французских («Диадем»), один итальянский («Сан-Марко») **, один английский («Ариэль») ** и один австралийский (WRESAT) **.

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

«Лэни Бёрд II» (табл., № 1). Второй спутник, предназначенный для использования в системе связи Intelsat II. Имеет также названия lntelsat-2B, «Пасифик I» («Pacific I»). По конструкции и оборудованию аналогичен спутнику «Лэни Бёрд I» *** (F-l, Intelsat-2A, см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., № 79). Диаметр 1,42 м, высота 0,51 м, стартовый вес 139,7 кг. Спутник предполагалось вывести на стационарную орбиту над Тихим ок. Сначала его вывели на промежуточную эллиптическую орбиту (перигей 365 км, апогей 35 550 км, наклонение 25,885°), 13 января с помощью бортового РДТТ перевели на орбиту, близкую к стационарной (см. табл.), а через две недели переместили в расчетную точку над 176° в. д. Сообщалось, что по состоянию на 1 июня 1967 г. спутник находился над точкой 175,44° в. д., наклонение орбиты 1,84°.

Официальная церемония ввода в эксплуатацию системы связи Intelsat-II состоялась 26 января. Система обеспечивает 240 каналов связи, из которых 120 зарезервированы NASA для обеспечения связи станций слежения за кораблем «Аполлон» с Координационно-вычислительным центром МСС и 40 - Министерством обороны США.

* В некоторых источниках указывается 83. Это объясняется тем, что при запуске 9 ноября (см. табл., № 76) космический аппарат «Аполлон» после вывода на орбиту был разделен на две части (от основного блока корабля отделилась лунная кабина, соединенная с третьей ступенью ракеты) и они в соответствии с международной системой учета искусственных объектов в космосе получили свои собственные обозначения (1967-113А и 1967-113В). ** Запущен американской ракетой. *** Этот спутник на стационарную орбиту не вышел, вследствие чего не может быть использован в системе Intelsat-II.

«Кэнэри Бёрд» * (табл., № 19). Третий спутник для системы связи Intelsat-II. Имеет также название Intelsat-2C; по конструкции аналогичен спутнику «Лэни Бёрд II» (см. выше). Предполагалось вывести на стационарную орбиту над Атлантическим ок. Сначала он был выведен на промежуточную орбиту (расчетный перигей ~300 км, апогей ~36 000 км), 25 марта с помощью бортового РДТТ переведен на орбиту, близкую к стационарной (см. табл.) над точкой 5° з. д. Сообщалось, что по состоянию на 1 июня 1967 г. спутник находился над точкой 11,057° з. д., наклонение орбиты 1,27°. Бортовая ретрансляционная система обеспечивает двустороннюю радиотелефонную связь по 360 каналам, из которых 4 арендованы Министерством обороны США для связи станции слежения на о. Вознесения с мысом Кеннеди.

«Лэни Бёрд III» (табл., № 69). Очередной спутник для системы связи Intelsat-II. Имеет также названия Intelsat-2D, «Пасифик II». Предполагалось вывести на стационарную орбиту над Тихим ок. в качестве запасного на случай выхода из строя спутника «Лэни Бёрд II». 30 сентября был переведен на орбиту, близкую к стационарной (см. табл.), а через несколько суток перемещен в точку над 175° в. д., т. е. в район, где находится «Лэни Бёрд II».

IDCSP-8, ..., IDCSP-15 (табл., №№ 3-10). Связные спутники для военной системы связи; по конструкции и оборудованию почти полностью идентичны спутникам, выведенным на орбиты 16 июня 1966 г. (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., №№ 42-48). Были внесены лишь незначительные изменения, облегчающие сборку и испытания. Имеет форму 26-гранника; максимальный поперечный размер 0,91 м, высота 0,79 м. Для вывода на орбиты был использован 7-й запуск экспериментальной ракеты-носителя «Титан IIIC» (о шестом запуске см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., №№ 83-86). Расчетная орбита - круговая экваториальная высотой 33 690 - 33 970 км. После запуска последняя ступень с 8 спутниками вышла на орбиту с перигеем 170 км и апогеем 182 км. Примерно через час двигатели ступени были включены вторично, и она вышла на переходную эллиптическую орбиту (перигей 182 км, апогей 33 840 км). Третье включение было произведено примерно в T+6 час., и ступень со спутниками вышла на близкую к расчетной орбиту (см. табл.), на которой спутники поочередно отделились.

IDCSP-16, ..., IDCSP-18 (табл., №№ 52-54). Связные спутники для военной системы связи. Для вывода на орбиты был использован девятый запуск экспериментальной ракеты-носителя «Титан IIIC»** (о восьмом см. табл., №№ 25-29). Запуском этих трех спутников завершилось создание военной системы связи IDCSP, насчитывающей 18 спутников; ВВС США 1 июля объявили ее действующей. Вскоре перестал работать один из последних трех спутников, остальные 17 продолжают функционировать.

* Canary Bird - канарейка. ** Этой же ракетой были выведены на орбиты спутники DATS, LES-V, «Додж-1» (см. табл., №№ 55 - 57).

ESSA-IV (табл., № 11). Метеорологический спутник, предназначен для замены спутника ESSA-II (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., № 11), который сошел с расчетной орбиты и не может производить съемку облачного покрова в местный полдень, как это требовалось по программе. По конструкции аналогичен предыдущим спутникам этой серии. Имеет две телевизионные камеры системы APT, телевизионные изображения передаются (137,5 Мгц, 5 вт) в реальном масштабе времени.

ESSA-V (табл., № 23). Предназначен для получения изображений облачного покрова над заданными областями поверхности Земли, используется совместно с ESSA-III (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., № 73). Имеет две телевизионные камеры системы AVCS. Полученные изображения записываются и передаются (235 Мгц, 5 в т) по команде на Землю при прохождении спутника в зоне видимости станции слежения. Со станции информация поступает в центр обработки Бюро погоды США, а затем в форме синоптических карт доставляется в разные страны.

ESSA-VI (табл., № 77). По конструкции аналогичен предыдущим спутникам этой серии. Имеет две телевизионные камеры системы APT, изображения передаются (137,5 Мгц) в реальном масштабе времени.

OSO-III (табл., № 18). Спутник-обсерватория, предназначен для исследования Солнца. По конструкции и оборудованию в основном аналогичен спутнику OSO-II (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., табл., № 5), но имеет следующие отличия: установлена магнитная система, которая наряду с управляющими реактивными соплами обеспечивает ориентацию оси вращения приблизительно перпендикулярно направлению на Солнце (эта система позволяет уменьшить расход сжатого газа в соплах); усовершенствована командная система, она может принимать 94 команды (OSO-II - 70 команд); на корпусе укреплены 3 панели с солнечными элементами (на двух по 363 элемента, на третьей - 348 элементов, общая мощность 40 вт).

На спутнике установлены научные приборы: сканирующий ультрафиолетовый монохроматор для исследования ультрафиолетового излучения Солнца (225- 1300 Ằ); спектрометр для регистрации рентгеновского излучения Солнца (1-400 Ằ); комплект из шести телескопов для измерения альбедо Земли в диапазоне 3200-7800 Ằ; комплект из двух инфракрасных детекторов с параболическими зеркалами для измерения альбедо Земли в диапазоне до 30 мк; детектор гамма-излучения с энергией более 100 Мэв; два детектора рентгеновского излучения Солнца (один в диапазоне 8-12 Ằ, другой - 0,065-1,7 Ằ); детектор космических лучей; прибор для определения влияния космического полета на образцы различных покрытий. Первые два прибора установлены в секции 1, постоянно ориентированной на Солнце, остальные - на вращающейся секции 2 (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., стр 494). Высота спутника 0,97 м, диаметр вращающейся секции 1,12 м. Данные передаются (136,29 Мгц) по команде в реальном масштабе времени или с записи.

OSO-IV (табл., № 71). Спутник-обсерватория, по конструкции и оборудованию аналогичен спутнику OSO-III (см. выше), командная система может принимать 140 команд. На спутнике установлены приборы: телескоп для наблюдения Солнца в рентгеновских лучах (3-8; 8-20 и 20-50 Ằ); спектрометр для сравнительного исследования рентгеновского излучения Солнца в периоды нормального состояния и в периоды вспышек; прибор для регистрации ультрафиолетового излучения Солнца; три детектора рентгеновского излучения, один из которых разработан в Англии; детектор солнечного излучения с длиной волны 304 Ằ (резонансная линия ионизированного гелия) и излучения Лайман-альфа (1216 Ằ), разработанный в Англии; прибор для исследования энергетического спектра и пространственного распределения электронов и протонов; прибор для изучения ночного свечения неба. Первые три прибора установлены в секции 1, остальные - в секции 2. Полученные данные передаются (136,71 Мгц) в реальном масштабе времени или с записи. Скорость записи 400 бит/сек, скорость воспроизведения 7200 бит/сек. Информацию от спутника принимают станции слежения системы STADAN * в Форт-Майерсе (шт. Флорида), Росмене (шт. Северная Каролина), в Оррорале (Австралия), Кито (Экуадор), Лиме (Перу), Сантьяго (Чили), Йоханнесбурге (ЮАР) и Тананариве (Мальгашская Республика). Принятая информация направляется на обработку в н.-и. центр Годдарда.

NDS-VII, NDS-VIII (табл., №№ 25, 26). Принадлежат к семейству усовершенствованных спутников серии NDS. Предназначены для регистрации ядерных взрывов в космическом пространстве (на расстоянии до 240 млн. км от Земли), а также в атмосфере и на поверхности Земли, к чему, как отмечают, не были приспособлены спутники NDS-I, ..., NDS-VI (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., табл., №№ 54, 55). Оба спутника идентичны; имеют форму правильного 28-гранника. Бортовые РДТТ усовершенствованных спутников имеют несколько большую длину и вес (на 14 кг). В системе ориентации и стабилизации спутника, ось вращения которого должна быть направлена на Землю, имеются два датчика направления на Землю; солнечные датчики; маховик, компенсирующий возмущающие моменты, которые возникают вследствие вращения спутника (0,94 об/мин); два расположенных по «экватору» спутника электротермических микродвигателя** тягой по 8,4 г (рабочее тело азот), имеющих по три взаимно перпендикулярно расположенных сопла; два управляющих реактивных сопла, работающих на сжатом азоте. На борту имеется командный приемник и передатчик. В системе электропитания используются 22 500 смонтированных на корпусе солнечных элементов (мощность до 110 вт), а также подзаряжаемые ими две аккумуляторные батареи емкостью по 6 а/час, которые используются для обеспечения пиковой мощности и в периоды захода спутника в тень Земли. На борту установлены: восемь детекторов рентгеновского излучения; детектор нейтронов; два детектора тяжелых частиц; анализатор рентгеновского излучения; электронно-протонный спектрометр; два счетчика Гейгера-Мюллера; детектор излучения в дальней ультрафиолетовой части спектра; детекторы электромагнитных импульсов и детекторы световых вспышек при ядерном взрыве. Для запуска обоих спутников NDS, а также трех спутников ERS (см. ниже) была использована восьмая экспериментальная ракета-носитель «Титан IIIC». Спутники NDS предполагалось вывести на круговые орбиты высотой ~ 110 000 км и наклонением 33°. Последняя ступень со спутниками была сначала выведена на орбиту с перигеем 185 км и апогеем 68 600 км, а через 4 часа переведена на промежуточную орбиту с перигеем 8520 км и апогеем ~ 110 000 км, на которой через минуту отделились спутники ERS и через 20 мин. - спутники NDS. Через 20 часов после отделения на близкую к расчетной орбиту был переведен спутник NDS-VII, а через 47 часов - NDS-VIII (см. табл.). Начальное угловое расстояние между ними составляло 154°, а в дальнейшем в результате орбитальных маневров они были разведены на 180°.

ERS-18, ERS-20, ERS-27 (табл., №№ 27-29). Исследовательские спутники-многогранники из серии OV-5 (ORS, см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., №№ 39, 65). Спутник ERS-18 предназначен для исследования пояса радиации; ERS-20 - трения в условиях космического полета, на нем имеются образцы различных материалов (нержавеющая сталь, тефлон, золото, серебро и др.), образующие 16 пар трения; ERS-27 - для регистрации солнечного излучения и рентгеновского излучения в диапазоне 8 - 14Ằ .0 способе вывода спутников ERS на орбиты сказано выше (описание спутников NDS), все они вышли на эллиптические орбиты, близкие к расчетным.

* Space Tracking and Data Acquisition Network - сеть для слежения за космосом и получения данных. Ранее эта система называлась Minitrack (Minimum Weight Tracking System) - система слежения минимального веса. ** Используются также и для коррекции орбиты.

ATS-II (табл., № 21). Основные задачи: испытания гравитационной системы ориентации и стабилизации по трем осям; испытания ретрансляционной системы, обеспечивающей одновременную связь (в сантиметровом диапазоне) большого числа станций; испытание телевизионных камер, предназначенных для метеорологических целей; исследование физических характеристик космического пространства и влияния условий космического полета на солнечные элементы и теплозащитные покрытия. Спутник (рис. 7) имеет форму цилиндра диаметром 1,52 м и высотой 1,82 м.

Гравитационная система ориентации и стабилизации включает четыре стержня (диаметр каждого 1,27 см, длина 37,5 м), образующих косой крест. Для увеличения момента инерции на расстоянии 10 см от конца стержней смонтированы грузы весом по 1,13 кг. На концах стержней установлены пластмассовые диски диаметром 23 см, за которыми следят две стандартные телевизионные камеры (используются также для определения положения спутника); по полученным изображениям можно определять длину стержней, угол между ними и величину прогиба вследствие нагрева Солнцем. Регулирование длины стержней и углов между ними обеспечивается специальными электромоторами. Кроме этих стержней, имеются еще два с фиксированными длиной (13,7 м) и углами установки, которые по команде с Земли могут подключаться к одной из двух испытуемых систем демпфирования (одна для рассеивания энергии либрации использует токи Фуко, другая - явление магнитного гистерезиса) с целью выбора лучшей. Гравитационная система должна обеспечивать стабилизацию по тангажу и крену с точностью до 3°, а по рысканию - до 6°. Для определения эффективности системы служит комплект датчиков положения, включающий пять солнечных датчиков, два инфракрасных датчика со сканирующим зеркалом и поляризованную антенну.

Испытываемая ретрансляционная система аналогична установленной на спутнике ATS-I (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., № 91), но отличается тем, что использует рупорные антенны.

Для определения влияния на стабилизацию спутника движения затвора телекамеры и протяжки ленты в записывающем устройстве используются две телевизионные камеры, основное назначение которых - получение изображений для метеорологических целей. Кроме того, с их помощью предполагалось получить изображение Земли. Разрешающая способность одной камеры 16 км, другой - 0,8 км, обе обеспечивают развертку 800 строк. Изображения могут передаваться в реальном масштабе времени или записываться на ленту для последующей передачи.

Для исследования физических характеристик космического пространства на борту установлены: детектор протонов с энергией св. 12 Мэв и электронов с энергией св. 0,5 Мэв; электронный спектрометр (45-150 кэв, 150-500 кэв, 500-1000 кэв); комплект детекторов («телескоп») для регистрации электронов (0,4-12 Мэв), протонов (0,7-100 Мэв) и альфа-частиц (1,8-85 Мэв); регистратор шумов (5-45 кгц); регистратор космических радиошумов (250-2500 кгц) и зонды Лэнгмюра для исследования характеристик плазмы, которая может образоваться около спутника. Источник электропитания - 22 000 солнечных элементов и две никель-кадмиевые батареи по 6 а-час. Радиосистема включает сдублированный командный приемник, четыре телеметрических передатчика и восемь штыревых антенн. Для поворота спутника вокруг продольной оси на противоположных сторонах его корпуса установлены два микродвигателя тягой по 0,27 г. Кроме того, на борту имеются экспериментальные солнечные элементы для исследования влияния на них ионизирующего излучения и образцы теплозащитных покрытий. Результаты проводимых исследований будут сравниваться с результатами, полученными с помощью спутника ATS-I. Для приема информации со спутника, а также для передачи на борт команд служат две станции слежения системы STADAN в Мохаве (шт. Калифорния) и Росмене (шт. Северная Каролина) и мобильная станция в Куби-Крик (Австралия).

Спутник предполагалось вывести на круговую орбиту высотой ~11 000 км с наклонением 29°. Однако двигатель второй ступени (ракета «Аджена D») вторично не включился и спутник остался на промежуточной орбите (см. табл.), на которой гравитационная система стабилизации не эффективна, что отрицательно сказалось на работе ретрансляционной системы, телевизионных камер и научных приборов. Сообщалось, что изображение Земли все же удалось получить, а в целом, по оценке NASA, запуск неудачен.

ATS-III (табл., № 75). Предназначен в основном для испытаний различного оборудования, разработанного для перспективных метеорологических, связных и навигационных спутников. В частности, испытывались: телевизионная камера SSCC * (разрешающая способность 3,5 км; развертка 2400 строк), предназначенная для получения цветных снимков Земли со стационарной орбиты; телевизионная камера JDC ** (разрешающая способность 7,2 км; развертка 1328 строк) для получения черно-белого изображения Земли; антенна с противовращением, что обеспечивает постоянную направленность излучения на Землю; комплект оборудования OPLE *** навигационной системы «Омега», которая должна обеспечивать связь наземных станций с кораблями и самолетами с целью определения их координат; автономная бортовая астрономическая система траекторных измерений SCNS ****; электротермический двигатель (вес 1,2 кг; потребляемая мощность 10 вт) с двумя соплами, одно из которых обеспечивает тягу 18 мг, другое - 180 мг; два управляющих реактивных сопла экспериментальной системы ориентации, работающих на продуктах разложения гидразина. Вектор тяги одного сопла направлен по оси вращения спутника (он стабилизируется вращением), другого - перпендикулярно этой оси. Спутник должен быть выведен на стационарную орбиту над устьем р. Амазонки. Ракета-носитель, запущенная 5 ноября в 23 час. 37 мин., вывела спутник на промежуточную орбиту с перигеем 177 км и апогеем 35 640 км. 6 ноября, когда спутник достиг апогея, был включен бортовой РДТТ, который перевел спутник на близкую к стационарной орбиту (см. табл.) западнее расчетной точки. На орбите спутник смещался к востоку на 4,5° в сутки, приближаясь к расчетной точке. 6 ноября была включена телекамера IDS, затем оборудование системы «Омега» и телекамера SSCC. 7 ноября были включены управляющие реактивные сопла, обеспечившие ориентацию спутника относительно местной вертикали. 10 ноября, когда спутник находился в расчетной точке, станция слежения в Росмене (шт. Северная Каролина) приняла первый цветной снимок Земли. 21 ноября был проведен эксперимент с использованием спутника для двусторонней связи самолета «Боинг-707», следующего по трассе Нью-Йорк - Лондон, с наземными станциями. Прием информации от самолета осуществляли шесть американских станций в Нью-Йорке, Сан-Франциско и Мохаве (шт. Калифорния), Росмене, Аннаполисе и Гринбелте (шт. Мэриленд), а также в Буэнос-Айресе, Лондоне, Гамбурге и Франкфурте (ФРГ).

* Spin Scan Cloud Camera - вращающаяся сканирующая камера для съемки облачного покрова. ** Image Dissector Camera - камера, имеющая диссектор с полупрозрачным катодом. *** Omega Position Location Experiment - эксперимент по определению положения с помощью системы «Омега». **** Self Contained Navigation System - автономная навигационная система.

«Эксплорер-XXXIV» (табл., № 36). Исследовательский спутник предназначен для исследования космических лучей солнечного и галактического происхождения в пределах магнитосферы Земли, на ее границах и в межпланетном пространстве. Имеет форму правильной восьмигранной призмы (высотой 25 см с максимальным поперечным размером 71 см), в которой размещена вся научная аппаратура, за исключением чувствительных элементов магнитометра, вынесенных на двух стеклопластиковых стержнях длиной по 1,8 м. Источник электропитания - 6144 солнечных элемента (70 вт), размещенных на четырех укрепленных на корпусе панелях, и подзаряжаемая ими серебряно-цинковая батарея. Телеметрический передатчик работает на частоте 136,14 Мгц (4 вт). На борту установлена следующая научная аппаратура: трехосный магнитометр для определения напряженности межпланетного магнитного поля; комплект детекторов электронов и протонов с энергией 0,01 - 50 000 эв; детектор электронов и протонов с энергией 100-500 000 эв; прибор для определения энергетических характеристик частиц в космических лучах галактического происхождения; детектор протонов низкой энергии и альфа-частиц; ионизационная камера для регистрации энергетических частиц в космических лучах солнечного происхождения; детектор протонов солнечного происхождения; калибровочный прибор для определения анизотропии космических лучей солнечного происхождения; сферический электростатический анализатор солнечной плазмы; прибор для определения концентрации и энергии ионов водорода и гелия в солнечной плазме у границы магнитосферы Земли; прибор для определения энергетических характеристик частиц.

«Сёркал» (табл., №№ 38, 42, 45). Спутники, предназначенные для юстировки РЛС, запущены вместе с двумя спутниками GGSE (см. ниже) и четырьмя секретными спутниками (табл., №№ 37, 41, 43, 44) одной ракетой-носителем. О предыдущем запуске см. Ежегодник БСЭ 1966 г., табл., Л°« 17. .

GGSE-IV, GGSE-V (табл., №№ 39, 40). Спутники для отработки гравитационной системы стабилизации (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., табл., №№ 12, 13).

«Секор-IX» (табл., № 50). Геодезический спутник (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., №№ 38, 64, 75), запущен вместе со спутником «Аврора-1» (см. ниже) одной ракетой-носителем.

«Аврора-1» (табл., № 51). Исследовательский спутник, предназначенный для исследования электрических явлений в области северного полярного сияния. Разработан и изготовлен университетом Райса по контракту ВМС США.

DATS * (табл., № 55). Связной спутник, представляет собой модифицированный спутник для системы связи IDCSP, использующий антенну с электронным противовращением, что обеспечивает постоянную направленность на Землю до 75% излучаемой энергии (с обычной антенной - до 5%). Запущен вместе со спутниками IDCSP (табл., №№ 52-54), «Додж-1» и LES-V (см. ниже) одной ракетой-носителем.

* Despin Antenna Test Satellite - экспериментальный спутник с противовращением антенны.

«Додж-1» (табл., № 57). Экспериментальный спутник, предназначен для испытаний гравитационной системы ориентации и стабилизации, а также для получения цветных телевизионных изображений Земли. Имеет две телевизионные камеры (развертка 512 строк) с установленными перед объективами сменными фильтрами (синий, зеленый, красный), позволяющими получать цветные изображения. Первая камера (угол обзора 22°) позволяет определить ориентацию спутника относительно Земли, вторая (60°) - его смещение относительно ориентиров на земной поверхности. Обе камеры используются для наблюдения за деформацией стержней в системе ориентации и стабилизации (10 стержней длиной до 15 м, развертываемых на орбите), происходящей вследствие неравномерного нагрева Солнцем. Сообщалось, что за месяц обращения по орбите получено св. тысячи изображений поверхности Земли, в т. ч. несколько цветных. Изображения принимаются станцией в Силвер-Спрингсе (шт. Мэриленд), принадлежащей Лаборатории прикладной физики университета Джона Хопкинса, головной организации по разработке спутника.

LES-V * (табл., № 56). Экспериментальный связной спутник, предназначен для исследования проблем, связанных с созданием тактической военной системы связи. Имеет форму цилиндра диаметром 1,22 м и высотой 1,67 м. Разработан Лабораторией Линкольна Массачусетсского политехнического ин-та. На орбите стабилизируется вращением. На борту установлены; передатчик; приемное устройство; ретранслятор, работающий в диапазоне 225-280 Мгц; небольшая штыревая антенна с круговой поляризацией. Имеется также оборудование для исследования радиопомех в диапазоне рабочих частот ретранслятора, оборудование для калибровки солнечных датчиков, магнитное устройство, обеспечивающее ориентацию оси вращения спутника перпендикулярно плоскости орбиты, и экспериментальный датчик направления на Землю. Источник электропитания - солнечные элементы, мощность которых засекречена. Сообщалось, что в конце августа 1967 г. начались эксперименты по радиотелетайпной связи через спутник LES-V между двумя специально оборудованными самолетами (КС-135 и В-52), которые должны совершать полеты на расстоянии - 16 000 км друг от друга.

OV-1-12 ** (табл., № 59). Исследовательский из серии спутников OV-1 (см. Ежегодник БСЭ 1967 г.), устанавливаемых на ракетах «Атлас», запускаемых по баллистической траектории, на которой спутники отделяются и затем выводятся на орбиты с помощью пристыкованных к ним РДТТ. Предназначен для измерения уровня радиации в период солнечных вспышек с целью определения радиационной опасности для космонавтов. Спутник (рис. 6) имеет форму цилиндра (диаметр 69 см, высота 81 см) с двумя днищами в форме многогранника (высота 30 см), на которых монтируются солнечные элементы. Аппаратура спутника включается автоматически при повышении уровня радиации вследствие солнечной вспышки и выключается при его понижении. Вместе с этим спутником одной ракетой были запущены спутники OV-1-11 (на орбиту не вышел) и OV-1-86 (см. ниже). Перед запуском эти спутники, снабженные РДТТ, были установлены в головной части ракеты под специальным обтекателем (рис. 1).

* Lincoln Experimental Satellite - экспериментальный спутник (лаборатории) Линкольна. О предыдущих запусках спутников LES см. Ежегодник БСЭ 1966 г. ** Имеет также название FARO (Flare Activated Radiation biological Observatory) - биологическая обсерватория для исследования радиации, вызванной вспышками.

OV-1-86 (табл., № 60). Исследовательский спутник из серии OV-1, перед запуском устанавливается на корпусе ракеты сбоку.

OGO-IV (табл., № 61). Спутник-обсерватория, предназначенный для геофизических исследований. Имеет следующие отличия от предыдущих спутников этой серии: в системе ориентации и стабилизации используются модифицированные магнитные усилители; предусмотрено демпфирование колебаний стержней и панелей с солнечными элементами; в управляющих реактивных соплах в качестве рабочего тела вместо аргона используется криптон; установлена усовершенствованная никель-кадмиевая батарея. На борту находятся приборы, с помощью которых предполагают исследовать влияние усиливающейся солнечной активности на физические параметры околоземного пространства, в частности на магнитное поле, полярное сияние и ионосферу Земли, а также регистрировать рентгеновское и ультрафиолетовое излучения Солнца.

«Аполлон IV» (табл., № 70). Первый запуск экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн-V» (рис. 9) в рамках программы «Аполлон»*. Основные задачи: испытания ракеты-носителя и корабля «Аполлон»; испытания теплозащитного экрана и теплозащитных уплотнений отсека экипажа при входе корабля в атмосферу со второй космической скоростью. Корабль «Аполлон» состоял из натурного основного блока ** (вес 23,6 т) и наполненного водой макета лунной кабины (~ 14 т). Стартовый вес заправленых ракеты вместе с полезной нагрузкой составлял - 2800 т. Высота ракеты с кораблем и системой аварийного спасения (САС), установленной на корабле, достигала -111 м.

Третья ступень ракеты вместе с кораблем была выведена на близкую к расчетной круговой начальную орбиту (см. табл.), а после свершения двух витков двигатель ступени был включен вторично, и она перешла на промежуточную эллиптическую орбиту с апогеем 17 700 км. Затем по команде с Земли было проведено отделение (с помощью вспомогательных двигателей, смонтированных на двигательном отсеке) основного блока от третьей ступени с макетом лунной кабины, которая, как полагают, через некоторое время вошла в атмосферу и разрушилась. Основной блок с помощью маршевого двигателя был переведен на конечную орбиту с перигеем 187 км и апогеем 18 347 км. На этой орбите проверялась работа бортовых систем при неравномерном нагреве, для чего основной блок был ориентирован так, чтобы одна сторона была постоянно направлена на Солнце. Затем блок занял положение, которое он должен иметь при входе в атмосферу, и был вторично включен маршевый двигатель для возвращения блока на Землю. За 90 сек. до входа в атмосферу отсек экипажа отделился от двигательного отсека и вошел в атмосферу. Через 8 час. 37 мин. после старта отсек экипажа приводнился в 960 км северо-занаднее Гавайских о-вов в 16 км от расчетной точки и был поднят на борт авианосца «Беннигтон». Отмечается, что отсек будет восстановлен. Запуск считается успешным, проведено 2730 измерений, результаты анализируются.

OV-3-6 *** (табл., № 79). Исследовательский спутник из серии OV-3 (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., стр. 505) предназначен для исследования ионосферы.

* Запуски по этой программе имеют двойное обозначение: 1. Порядковое: «Аполлон-I», «Аполлон-II» и т. д. 2. По ракете-носителю: AS-201, AS-202,..., AS-501, AS-502 и т. д. Буквы AS обозначают Apollo/Saturn (используется также обозначение SA - Saturn/Apollo). Первая цифра показывает тип ракеты (2-«Сатурн-IB»; 5-«Сатурн-V»), остальные две - ее заводской номер. В 1966 г. по программе «Аполлон» было проведено три запуска: «Аполлон-I» (AS-201) - запуск по баллистической траектории ракеты с основным блоком корабля «Аполлон» без экипажа; «Аполлон-II» (AS-203) - последняя ступень ракеты выведена на геоцентрическую орбиту (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., № 52) и «Аполлон-III» (AS-202)-то же, что «Аполлон-I». ** Отсек экипажа + двигательный отсек. *** Спутник OV-3-5, запущенный 31 января 1967 г., на орбиту не вышел.

TTS-1* (табл., № 82). Экспериментальный спутник, предназначен для тренировки персонала наземных станций Командно-измерительного комплекса (КИК) для корабля «Аполлон» и юстировки оборудования станций слежения за кораблем. Запущен в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе с космическим аппаратом «Пионер-VIII» (см. раздел «Космические аппараты»). Относится к малым исследовательским спутникам-многогранникам ERS **. Имеет форму восьмигранника. На борту установлены командный приемник, телеметрический передатчик и приемопередатчик, работающий в диапазоне S. Спутник, помещенный в специальном контейнере на второй ступени ракеты-носителя, отделился на участке выведения аппарата «Пионер VIII» и вышел на орбиту (см. табл.).

«Биос II» (табл., № 65). Спутник для биологических исследований, по конструкции и оборудованию почти полностью аналогичен спутнику «Биос I» (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., № 95), но имеет усовершенствованную ТДУ. Выведен на орбиту вместе с переходником, в котором размещены приборы и управляющие органы (сопла, работающие на сжатом азоте) системы ориентации, телеметрическая и командная системы, датчики и аккумуляторная батарея. Общий вес выведенных на орбиту спутника, включая вес запаса расходуемых материалов (45 кг), и переходника (181 кг) составил 426 кг. В спутнике помещен возвращаемый контейнер (127 кг) с биологическими объектами, в котором имеется система кондиционирования, поддерживающая относительную влажность 40-70% и температуру~21°С, а также размещены батареи, парашют, радиомаяк и патрон с веществом, окрашивающим воду. В контейнере находились различные биологические образцы (всего более 10 млн.): ростки пшеницы, стебли перца, полевые цветы, икра лягушки, амебы, комары, хрущи, лизогенные бактерии и другие растительные и животные организмы. В полете образцы фотографировались специальной камерой каждые 10 мин. Цель запуска - изучение комбинированного воздействия невесомости и ионизирующей радиации (источник излучения - гамма-активный изотоп стронций-90) на биологические объекты. Спутник был выведен на орбиту, близкую к расчетной (см. табл.), полет был рассчитан на трое суток (47 витков). Однако из-за неполадок в бортовой командной системе и угрозы приближения урагана «Сара» к расчетному району посадки полет был прекращен на 30-м витке 9 сентября-через 45 часов после запуска, в связи с чем запланированные эксперименты выполнены только на 71,2%. Опускавшийся на парашюте контейнер был перехвачен в воздухе самолетом на высоте 3,7 км над Тихим ок. в районе Гавайских о-вов и доставлен в специальную лабораторию на базе ВВС Хикам. В печати опубликованы некоторые предварительные результаты экспериментов, в частности отмечается, что развитие организмов в условиях невесомости шло быстрее, чем на Земле. Это обстоятельство представляет серьезную опасность для космонавтов, которые будут совершать длительные путешествия, и, возможно, им придется пользоваться специальными лекарственными препаратами, чтобы помешать слишком быстрому делению клеток в организме. Результаты эксперимента с осами свидетельствуют также о возможности генетических изменений в потомстве.

* Test and Training Satellite-спутник для испытаний н тренировки.** Environmental Research Satellite - спутник для исследования окружающей среды.

«Сан-Марко II» (табл., № 24). Второй итальянский исследовательский спутник, запущенный американской ракетой-носителем (о первом запуске см. Ежегодник БСЭ 1965 г., табл., № 66). Основные задачи: измерение плотности верхних слоев атмосферы в районе экватора, а также исследование характеристик ионосферы с целью установления причин помех при дальней радиосвязи. Имеет форму шара диаметром 66 см (рис. 4). Легкая внешняя оболочка корпуса из алюминиевого сплава соединена посредством эластичных элементов прибора для измерения плотности воздуха с внутренней сравнительно тяжелой конструкцией, состоящей из центральной стойки (основной силовой элемент конструкции) и концентрично расположенного «барабана», соединенного распорками с концами стойки, что увеличивает жесткость конструкции. Внутри «барабана» размещается источник электропитания (ртутные батареи), снаружи - электронное оборудование.

В полете по орбите прибор непрерывно регистрирует силу аэродинамического торможения, действующую на внешнюю оболочку спутника (до выхода на орбиту прибор арретирован). Основой прибора является эластичная система, соединяющая внешнюю оболочку с внутренней конструкцией. Для разложения действующей силы по трем осям используются три прямоугольных эластичных элемента, соединенных последовательно. Происходящие в эластичной системе смещения регистрируются в виде сигналов постоянного тока, пропорциональных силам аэродинамического торможения, по величине которых определяется плотность атмосферы на высоте полета спутника. Для исследования ионосферы используется АМ-передатчик (20,005 Мгц), работающий на две выдвижные штыревые антенны длиной по 2,54 м, смонтированные на «полюсах» спутника. Пятиканальная АИМ/ЧМ/ФМ - телеметрическая система, имеющая два передатчика (139,74 Мгц), и командный приемник используют четыре штыревые антенны длиной по 48,3 см, смонтированные по «экватору». Шесть солнечных датчиков позволяют грубо определять ориентацию спутника. Расчетная орбита спутника должна иметь наклонение 2,5° и для его обеспечения запуск производился со специальной плавучей платформы «Сан-Марко», установленной в 5 км от побережья Кении в точке 2° 56' ю. ш. и 40°12' в. д. Платформа (90 X 27 м) была установлена на 20 стальных опорах. В 450 м от нее была установлена меньшая по размерам платформа «Санта-Рита», на которой размещались пост управления, контрольное оборудование и средства наблюдения. Для передачи на спутник команд использовались итальянская мобильная станция MITS и американская станция в Кито (Экуадор). Прием телеметрической информации обеспечивали итальянские станции в Найроби и Дар-эс-Саламе (Танзания) и в Асмаре (Эфиопия), а также американские станции системы STADAN в Лиме (Перу) и Кито.

«Ариэль III» (табл., № 30). Английский исследовательский спутник, предназначен для продолжения программы исследований, начатой спутниками «Ариэль I» (см. Ежегодник БСЭ 1963 г., табл., № 9) и «Ариэль II» (см. Ежегодник БСЭ 1965 г., табл., № 15). Корпус спутника имеет форму многогранной призмы, переходящей в пирамиду, к нему прикреплены четыре панели с солнечными элементами. При запуске панели прижаты к последней ступени, а после отделения спутника они под действием центробежных сил * развертываются (размах 3,2 м). Система терморегулирования пассивная (черная и белая краска, золотое покрытие), обеспечивает поддержание на борту температуры в диапазоне от -23° до +4°С. Установлена следующая научная аппаратура: для изучения распределения молекулярного кислорода в атмосфере; для измерения электронной концентрации и температуры в ионосфере; для регистрации естественных радиошумов земного происхождения, радиошумов на частотах 3,2; 9,6 и 16 кгц и галактических радиошумов в диапазоне частот 2-5 Мгц. Бортовое электронное оборудование включает аппаратуру для регулирования мощности; устройство для кодирования информации, поступающей от научной аппаратуры; телеметрические передатчики; командный приемник; программно-временное устройство и ленточное записывающее устройство. Источник электропитания - 8000 солнечных элементов (15 вт), смонтированных на панелях и корпусе спутника, и подзаряжаемые никель-кадмиевые батареи, обеспечивающие питание во время нахождения спутника в тени Земли. Активная система ориентации отсутствует. Для определения положения спутника относительно Солнца используются два солнечных датчика. Для слежения и приема телеметрической информации используются американские станции системы STADAN, а также английские станции в Сингапуре и Порт-Стэнли (Фолклендские острова).

* На орбите спутник стабилизируется вращением.

WRESAT-I * (табл., № 78). Первый спутник, разработанный и изготовленный австралийскими специалистами, запущен с австралийского полигона Вумера американской модифицированной ракетой «Редстоун» (снабжена двумя дополнительными верхними ступенями, оснащенными РДТТ). Предназначен для исследования верхних слоев атмосферы, космического и солнечного излучения. Имеет форму конуса высотой 1,52 м и диаметром основания 0,76 м. Вышел на орбиту вместе с последней (третьей) ступенью ракеты (общий вес 72,5 кг). Сообщалось, что аппаратура спутника прекратила работу 8 декабря, а 10 января 1968г. он сгорел в плотных слоях атмосферы.

* Weapons Research Establishment Satellite - спутник, разработанный Ин-том исследований в области вооружения.

«Диадем-I» (табл., № 14). Французский спутник (рис. 2), предназначен в основном для геодезических измерений и изучения гравитационного поля Земли. Имеет форму цилиндра диаметром 0,51 м и высотой 0,2 м, к нему крепятся четыре откидывающиеся панели, на которых смонтированы 2304 солнечных элемента, подзаряжающих никель-кадмиевую батарею. На одном из днищ установлены четыре штыревые антенны длиной по 0,75 м и одна (по оси) длиной 0,2 м. На панелях и на днище смонтированы 144 кристаллических отражателя излучения лазеров, требуемую направленность которых обеспечивает бортовая магнитная система ориентации. Спутник снабжен тремя ЧИМ передатчиками: первый (136,980 Мгц) для передачи телеметрической информации, второй (149,970 Мгц) и третий (399,920 Мгц) - для определения положения спутника по допплеровскому сдвигу частоты. Спутник предполагалось вывести на орбиту с перигеем 580 км, апогеем 1800 км и наклонением 40°, фактически апогей орбиты оказался значительно ниже (см. табл.), что, по-видимому, существенно ограничит возможность проведения экспериментов с использованием лазеров. Полученные со спутника телеметрические данные записываются и передаются в Национальный центр по исследованию космоса (CNES), где они наносятся на перфокарту. Обработку данных измерений проводят Геодезическое управление (Bureau de Longitudes) и метеорологическая служба (Service d'Aeronomic). В обработке результатов траекторных измерений участвуют Парижская обсерватория, Национальный географический ин-т, Национальное управление авиакосмических исследований (ONERA) и ВМС Франции, а также Смитсонианская астрофизическая лаборатория в США.

«Диадем-II» (табл., № 15). По конструкции и назначению идентичен спутнику «Диадем-I». Его предполагалось вывести на орбиту с перигеем 580 км и апогеем 2315 км. Однако спутник вышел на нерасчетную орбиту (см. табл.). Отмечается, что несмотря на это условия для проведения экспериментов с помощью лазеров были значительно лучше, чем у предыдущего спутника.

Этим запуском был завершен первый этап французской программы космических исследований, предусматривающий вывод на орбиты малых спутников ракетами-носителями «Диаман». Все четыре изготовленные во Франции ракеты использованы и дальнейшее их изготовление не предусматривается.

В 1967 г. в США запущено 10 космических аппаратов: три - типа «Лунар орбитер», четыре - типа «Сервейер», один - типа «Маринер», один - типа IMP («Лунар эксплорер») и один - типа «Пионер».

«Лунар орбитер III» («Лунар орбитер С»). Основная задача полета, как и у предыдущих аппаратов этого типа,- фотографирование с селеноцентрической орбиты участков поверхности Луны с целью определения их пригодности для посадки лунной кабины космического корабля «Аполлон», а второстепенными задачами - исследование метеорной и радиационной обстановки у Луны, а также изучение ее гравитационного поля. По конструкции аналогичен аппарату «Лунар орбитер II» (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., стр. 513-17), вес 389 кг. Запуск состоялся 5 февраля в 01 час 17 мин.*, вторая ступень ракеты-носителя «Атлас-Аджена D» вышла вместе с аппаратом на круговую геоцентрическую орбиту высотой ~185 км, по которой обращалась ~12 мин., после чего был вторично включен двигатель ступени, который вывел ее на траекторию полета к Луне (V = 10,9 км/сек), и затем ступень отделилась. 6 февраля в 15 час. была проведена коррекция траектории с помощью бортового ЖРД, а 8 февраля в 21 час. 45 мин., когда аппарат находился на расстоянии ~ 800 км от Луны, второй раз был включен бортовой ЖРД; он снизил скорость аппарата и вывел его на селеноцентрическую орбиту с периселением ~215 км и апоселением ~ 1790 км. 12 февраля в 18 час. 13 мин. бортовой ЖРД был включен в третий раз и перевел аппарат на конечную орбиту с периселением - 55 км, апоселением 1844 км и наклонением к плоскости лунного экватора 20,93°; период обращения 3 час. 29 мин. 15 февраля в 10 час. началось фотографирование поверхности Луны и было прекращено по команде с Земли 23 февраля в 2 час. 15 мин. За этот период были сфотографированы все 12 намеченных участков и получено по 211 (из 212 по программе) снимков от каждой из двух камер, из которых передать на Землю удалось только 182 пары. По заявлению специалистов NASA, анализ снимков позволяет сделать вывод, что 8 из 12 сфотографированных участков могут быть использованы для посадки лунной кабины. После этого орбита аппарата дважды изменялась: в первой половине апреля (дата не сообщалась) и 31 августа. Сообщалось, что последнее время аппарат обращался по орбите, близкой к селеноцентрической орбите корабля «Аполлон», и использовался для юстировки оборудования наземных станций КИК для кораблей «Аполлон».

9 октября аппарат по команде с Земли был заторможен с помощью бортового ЖРД и упал на Луну **.

*Здесь и далее время по Гринвичу. ** Через два дня таким же образом был уничтожен аппарат «Лунар орбитер II», запущенный в 1966 г.

«Лунар орбитер IV» («Лунар орбитер D»). Основная задача полета - съемка всей видимой стороны Луны и некоторых районов обратной стороны с целью составления карты Луны. Аппарат предполагалось вывести на полярную селеноцентрическую орбиту с периселением над видимой стороной. Расчетная высота периселения 2655 км, апоселения 6280 км, период обращения~12 час. В отличие от предыдущих аппаратов, определение пригодности сфотографированных районов Луны для посадки лунной кабины в задачу «Лунар орбитер IV» не входило; второстепенные задачи те же. По конструкции аналогичен предыдущим аппаратам, вес 385 кг. Аппарат был запущен 4 мая в 22 час. 25 мин. Вторая ступень ракеты-носителя «Атлас-Аджена D» вышла вместе с аппаратом на круговую геоцентрическую орбиту высотой 185 км, а через некоторое время двигатель ступени был включен вторично и перевел аппарат на траекторию полета к Луне. 5 мая проведена коррекция траектории, а 8 мая в 15 час. 17 мин. аппарат вышел на селеноцентрическую орбиту с периселением 2705 км, апоселением 6034 км и наклонением 85,48°; период обращения 12 час. 01 мин. Первые снимки были сделаны 11 мая, а 26 мая съемку пришлось прекратить вследствие неисправности в системе обработки пленки. Передача полученных снимков завершилась 1 июня, всего на Земле было получено 163 пары снимков, охватывающих 99% видимой стороны Луны, с разрешением на порядок большим, чем могут обеспечить лучшие наземные телескопы. После этого аппарат предполагали использовать в течение 5 месяцев для изучения метеорной и радиационной обстановки, а также характеристик гравитационного поля Луны, но 24 июля связь с аппаратом была потеряна. По заявлению представителей NASA, аппарат, несмотря на некоторые неполадки в бортовых системах, отразившихся на качестве ряда снимков, свои задачи выполнил.

«Лунар орбитер V» («Лунар орбитер Е»). Последний из космических аппаратов этой серии. Основные задачи полета: 1. Повторное фотографирование пяти из восьми участков, которые по предыдущим фотографиям были признаны потенциально пригодными для посадки лунной кабины. 2. Фотографирование 36 участков на видимой стороне Луны, представляющих особый научный интерес, в частности кратеров Коперник, Аристарх, Гиппарх, Тихо и Альфонс, Моря Дождей. 3. Фотографирование невидимой стороны Луны, в основном области между 104° и 143° з. д., которая не была сфотографирована предыдущими аппаратами. 4. Регистрация столкновений с метеорными частицами (предыдущие аппараты зарегистрировали 9 столкновений) и уровня радиации у Луны, а также уточнение ее гравитационных характеристик. 5. Использование аппарата для юстировки оборудования наземных станций слежения за кораблем «Аполлон» и для тренировки персонала этих станций. Для этого после завершения фотографирования аппарат предполагалось перевести на орбиту, близкую к расчетной селеноцентрической орбите корабля «Аполлон».

Аппарат аналогичен предыдущим аппаратам этой серии, в бортовое оборудование внесены некоторые изменения с учетом опыта, полученного при полете «Лунар орбитер IV».

Вывод на орбиту проводился по схеме, типичной для всех аппаратов этой серии (рис. 3). Запуск состоялся 1 августа в 22 час. 33 мин., через 31 час 27 мин. была проведена коррекция траектории, а 5 августа в 16 час. 52 мин. аппарат был выведен на селеноцентрическую орбиту с периселением 196 км (расчетный 200 км), апоселением 6050 км (5950 км] и наклонением 85°. 6 августа в 10 час., в соответствии с программой, началось фотографирование Луны. 7 августа в 8 час, 43 мин. аппарат был переведен на орбиту с периселением 101 км (100 км). 8 августа был получен снимок Земли (область, ограниченная 14° з. д. и 135° в. д.). Съемка была закончена 18 августа, а передача снимков на Землю - в начале сентября. Получены все запланированные 212 пар снимков. Из них примерно 20% - по пункту 1 программы, а остальные по пунктам 2 и 3 (см. выше).

10 октября аппарат был переведен на более высокую орбиту, чтобы в период солнечного затмения 18 октября он меньше находился в тени и не разрядились полностью батареи.

После окончания фотографирования аппарат выполнял 4 и 5 пункты программы. Его уничтожили 31 января 1968 г.

Для слежения за аппаратами «Лунар орбитер» было выделено три станции системы DSIF (см. рис. 3). Работой станций руководил Координационно-вычислительный центр в Пасадене, подчиненный Лаборатории реактивного движения. Фотографии потенциальных мест посадки лунной кабины направлялись в Центр MSC (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., стр. 517).

По заявлению NASA, аппараты «Лунар орбитер» сыграли большую роль в выполнении национальной программы США по исследованию Луны, а полученные снимки являются важнейшим источником информации о ее поверхности. Всего от пяти аппаратов на Земле получено 833 пары снимков.

«Сервейер III» («Сервейер С»). Основные задачи полета: 1. Испытание ракеты-носителя «Атлас-Кентавр». Двигатели второй ступени впервые в практике запусков этих ракет должны включаться дважды: для вывода ступени с аппаратом на промежуточную геоцентрическую орбиту и второй раз для перевода с этой орбиты на траекторию полета к Луне. 2. Испытание систем, обеспечивающих коррекцию траектории аппарата на среднем участке полета, а также его мягкую посадку на Луну. 3. Получение телевизионных изображений поверхности Луны в районе посадки. 4. Изучение характеристик лунного грунта в районе посадки с помощью специального выносного механизма. Стартовый вес аппарата (рис. 8) составлял 1035 кг, после посадки на Луну - 281 кг. По конструкции и бортовому оборудованию почти полностью аналогичен предыдущим аппаратам «Сервейер» (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., стр. 511 -12). Основное отличие в том, что вместо так наз. «подлетной телекамеры» на нем установлен выносной механизм с ковшом-захватом типа грейфера, предназначенный для исследования лунного грунта (прочности, веса, сцепляемости частиц, сыпучести). Ковш-захват смонтирован на раздвижном кронштейне с максимальным выносом 163 см, с его помощью можно производить следующие операции: скрести лунную поверхность, проводить на ней борозды, рыть канавки длиной до 63,5 см, шириной до 30,5 см и глубиной до 46 см; захватывать, поднимать и переносить образцы грунта; перемалывать (челюстями ковша) и дробить (падающим с высоты ковшом) образцы грунта. Для измерения прикладываемых усилий установлены два датчика. К другим отличиям относятся: наличие на каркасе аппарата двух бериллиевых зеркал, что дает возможность получения с помощью панорамной телекамеры изображения участка под аппаратом; добавлен объем телеметрической информации о работе верньерных ЖРД, а также от датчиков ударных нагрузок при посадке на Луну и датчиков вибрации при работе тормозного РДТТ; добавлены два коммутатора в телеметрической системе.

Аппарат был запущен ракетой-носителем «Атлас-Кентавр» (запуск АС-12) с мыса Кеннеди 17 апреля в 7 час. 05 мин. Вторая ступень с аппаратом вышла на близкую к круговой промежуточную орбиту высотой ~ 166 км и двигалась по ней ~ 24 мин., после чего двигатели ступени были включены вторично и перевели ее на траекторию полета к Луне. Отделение ступени произошло в 7 час. 40 мин., ориентация аппарата по Солнцу и звезде Канопус была завершена в 16 час. 30 мин. Коррекция траектории была проведена 18 апреля, когда аппарат находился на расстоянии ~ 187 000 км от Земли. Аппарат совершил посадку на Луну 20 апреля в 0 час. 04 мин. 17 сек. в точке с координатами 2,98° ю. ш. и 23,4° з.д. в 610 км к востоку от точки посадки аппарата «Сервейер I». Скорость в момент посадки составляла 2,1 м/сек, угол с местной вертикалью - 25°. Верньерные ЖРД должны были выключиться по сигналу бортового радиолокационного альтиметра на высоте 4,2 м от поверхности Луны, но не выключились. В результате аппарат дважды подскочил и двигатели выключились только при втором подскоке. Аппарат опустился на склон небольшого кратера диаметром ~ 200 м и глубиной ~ 15 м. После посадки была произведена ориентация узконаправленной антенны на Землю, а панели с солнечными элементами - на Солнце, и началась передача изображений с разверткой 200 и 600 строк. Всего было получено 6315 изображений, передача которых на Землю закончилась 3 мая в 21 час. 55 мин. Эксперименты с использованием выносного механизма начались 22 апреля и окончились 2 мая, в ходе работ с Земли было подано 5879 команд. Наблюдение за работой механизма велось с помощью панорамной телекамеры. По мнению американских ученых, проведенные исследования показали, что лунный грунт состоит из мелких частиц, слабо связанных друг с другом, его средняя плотность 1,5 г/см³, а несущая способность (0,4- 0,5 кг/см²) достаточна, чтобы выдержать вес лунной кабины и космонавтов. Самый верхний слой грунта сравнительно непрочен (видимо, космонавты будут оставлять неглубокие следы), но с глубиной прочность возрастает.

«Сервейер IV» («Сервейер D»). Аналогичен аппарату «Сервейер III», но дополнительно снабжен магнитным стержнем, установленным на одной из опор, с помощью которого предполагают установить, содержит ли лунный грунт железо *. Аналогичный по размерам контрольный немагнитный стержень установлен на другой опоре аппарата. Обе опоры находятся в поле зрения телевизионной камеры. Аппарат должен был совершить посадку в Центральном заливе (Sinus Medii), который интересует американских ученых. Ракета-носитель «Атлас-Кентавр» (запуск АС-13) стартовала 14 июля в 11 час. 53 мин. и вывела аппарат на траекторию полета к Луне. Коррекция была проведена 16 июля в 2 час. 30 мин., и аппарат должен был совершить посадку на Луну 17 июля в 2 час. 05 мин. Торможение аппарата должно было осуществляться следующим образом. На расстоянии 84 км от поверхности включается тормозной РДТТ, который снижает скорость до 156 м/сек и на высоте 11,3 км отделяется. Дальнейшее торможение обеспечивают три верхних ЖРД, которые должны выключиться на высоте 4,2 м, снизив скорость аппарата до 1,3 м/сек, который затем должен упасть на Луну со скоростью, не превышающей 4,5 м/сек. Тормозной РДТТ включился в расчетное время, однако за 2 сек. до прекращения работы двигателя связь с аппаратом прекратилась. Попытки установить связь с аппаратом окончились неудачей.

* Наличие железа подтвердит метеоритную гипотезу образования лунных кратеров (метеориты содержат железо).

«Сервейер V» («Сервейер Е»). Основные задачи полета: 1. Мягкая посадка на поверхность Луны. 2. Исследование химического состава лунного грунта. 3. Получение телевизионных изображений поверхности Луны. 4. Исследование радиоотражающих, механических и тепловых свойств поверхности Луны.

Исследования, проводимые с помощью аппарата, увязаны с программой «Аполлон», предусматривающей высадку космонавтов на Луну.

Стартовый вес аппарата составлял 1005 кг, после посадки на Луну - 279 кг. По конструкции и бортовому оборудованию почти полностью аналогичен аппарату «Сервейер III». Основное отличие заключается в том, что вместо выносного механизма с ковшом-захватом установлен альфа-анализатор, предназначенный для определения химического состава лунного грунта по отраженному альфа-излучению (источник излучения - радиоактивный элемент кюрий-242).

Аппарат был запущен ракетой-носителем «Атлас-Кентавр» (запуск АС-14) 8 сентября в 7 час. 57 мин. Вторая ступень с аппаратом вышла на промежуточную геоцентрическую орбиту и двигалась по ней в течение нескольких минут, после чего двигатели ступени были включены вторично и перевели ее на траекторию полета к Луне. Отделение ступени произошло успешно. Коррекция траектории была проведена 9 сентября. После этого обнаружилась утечка гелия в вытеснительной системе подачи топлива в верньерные ЖРД, в связи с чем встал вопрос о возможности мягкой посадки. После обсуждения различных точек зрения было решено попытаться ее осуществить и рассчитана новая программа полета, согласно которой аппарат должен совершить посадку 11 сентября в 0 час. 45 мин. в точке 1,45° с. ш. и 23,25° в. д. В дальнейшем работа тормозного РДТТ и верньерных ЖРД проводилась в соответствии с этой новой программой.

Аппарат совершил мягкую посадку на Луну 11 сентября в 0 час. 46 мин. в ~ 30 км от расчетной точки и через 75 мин. начал передавать на Землю телевизионные изображения, а в 15 час. 35 мин. началось исследование химического состава грунта. 24 сентября в районе посадки наступила ночь, и связь с аппаратом прекратилась. К этому времени на Землю было передано 18 006 изображений. Связь возобновилась 15 октября, а 16 октября на аппарат была подана команда на возобновление передачи изображений. Эти изображения имели очень низкое качество, по-видимому вследствие повреждения телекамеры в условиях низкой температуры во время лунной ночи. При вторичном наступлении ночи связь с аппаратом вновь прекратилась и возобновить ее удалось только 14 декабря.

В сообщениях о предварительных результатах исследований указывалось, что в лунном грунте присутствуют такие же элементы, как и на Земле, причем процентное содержание кислорода, кремния и некоторых других элементов близко к содержанию их на Земле. Сделан вывод, что лунный грунт состоит в основном из вулканических пород, на участке посадки имеет мелкозернистую структуру, несущая способность (0,35-0,40 кг/см²) достаточна для посадки лунной кабины. Уровень радиации на поверхности Луны невысокий и не представляет опасности для космонавтов.

Слежение за полетом аппарата осуществляли станции в Голдстоне (США), Робледо-де-Чавела (Испания), Тидбинбилла (Австралия) и Йоханнесбурге (ЮАР). Полученная информация передавалась в Координационно-вычислительный центр SFOF в Пасадене.

«Сервейер VI» («Сервейер F»). По конструкции и оборудованию аналогичен аппарату «Сервейер V». Основная задача полета - изучение характеристик и химического состава лунного грунта в районе Центрального залива с целью определения его пригодности для посадки космонавтов в лунной кабине корабля «Аполлон». Аппарат был запущен ракетой «Атлас-Кентавр» (запуск АС-15) 7 ноября в 7 час. 39 мин. Сначала вторая ступень с аппаратом вышла на круговую геоцентрическую орбиту высотой 160 км, затем была выведена на траекторию полета к Луне. Коррекция траектории была проведена 8 ноября, когда аппарат находился на расстоянии ~ 173000 км от Земли. 10 ноября в 01 час. 01 мин. аппарат совершил мягкую посадку на Луну и через 50 мин. начал передачу телевизионных изображений, а 11 ноября приступил к анализу химического состава грунта с помощью альфа-анализатора. 17 ноября по команде с Земли были включены три верньерных ЖРД, аппарат поднялся на 3 м и опустился на расстоянии 2,4 м от первоначального места посадки. Этот эксперимент проводился с целью исследования некоторых проблем посадки и старта с Луны, в частности воздействия истекающей струи на лунный грунт, а также для того, чтобы получить телевизионные изображения следов аппарата в месте первоначальной посадки. До проведения этого эксперимента аппарат передал на Землю ~ 12 000 изображений, а всего до 24 ноября - 30 027. Специалисты NASA предполагали провести эксперимент, предусматривающий одновременный прием сигналов от аппаратов «Сервейер V» и «Сервейер VI» с целью уточнения характера либрации Луны.

IMP-Е (АIMР-Е, «Эксплорер XXXV», «Лунар эксплорер II»). Исследовательский спутник, предназначен для исследования солнечной плазмы, магнитного поля и космического излучения в районе Луны, регистрации метеорных частиц, а также исследования ионосферы и гравитационного поля Луны. По конструкции и бортовому оборудованию аналогичен аппарату IMP-D (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., № 51), который не удалось вывести на селеноцентрическую орбиту, и он, оставшись на орбите ИСЗ, получил название «Эксплорер XXXIII» (или «Лунар эксплорер I»). Вес аппарата 104,3 кг, в т. ч. вес бортового РДТТ 36,3 кг. Корпус имеет форму правильной восьмигранной призмы с максимальным поперечным размером 71 см и высотой ~ 18 см, к которому крепятся четыре панели с солнечными элементами и два стержня с магнитометрами. На орбите стабилизируется вращением, заданная ориентация оси вращения обеспечивается управляющими реактивными соплами, работающими по командам солнечного датчика. На борту установлены научные приборы: два магнитометра для измерения напряженности магнитных полей в диапазоне 0,1 - 64 гамма (магнитометр Центра Годдарда) и 0,2-200 гамма (Центра Эймса); три комплекта детекторов энергетических частиц (один - для регистрации электронов и протонов низкой энергии в космических лучах солнечного происхождения, потоков энергетических частиц в хвосте магнитосферы Земли и в космических лучах галактического происхождения, а также протонов солнечного происхождения с энергией св. 12 Мэв; второй - для регистрации электронов с энергией свыше 40 кэв в магнитосфере Земли и «шлейфе» Луны, а также частиц низкой энергии в космических лучах солнечного происхождения, и третий - для регистрации электронов и ионов низкой энергии в окрестностях Луны); детектор плазмы; детекторы метеорных частиц, с помощью которых определяются количества движения, кинетическая энергия и скорость отдельных частиц и которые могут регистрировать частицы, имеющие скорость от 1,5 до 50 км/сек и массу от 10^-13до 10^-9 г; экспериментальные солнечные элементы для исследования влияния солнечного излучения на их рабочие характеристики.

Аппарат был запущен 19 июля в 14 час. 19 мин. ракетой-носителем «Торад-Дельта», сначала он был выведен на промежуточную геоцентрическую орбиту с большим эксцентриситетом (апогей несколько сот тысяч километров), а 22 июля в 9 час. 19 мин., когда он находился в ~ 6600 км от Луны, был включен бортовой РДТТ, который вывел аппарат на селеноцентрическую орбиту с периселением 764 км и апоселением 7900 км; период обращения 11,5 час. Расчетная продолжительность активного существования 1-2 года.

«Маринер V» («Маринер Е»). Космический аппарат (рис. 5), предназначенный для полета к Венере с целью определения физических характеристик околопланетного пространства, атмосферы и поверхности планеты. Запущенный 14 июня, аппарат совершил пролет мимо Венеры 19 октября на минимальном расстоянии - 3990 км. Он аналогичен аппаратам «Маринер III» («Маринер С») и «Маринер IV» («Маринер D»), запущенным в 1964 г. к Марсу (см. Ежегодник БСЭ 1965 г.), и был запасным к ним. Однако после успешного запуска «Маринер IV» было принято решение запасной аппарат модифицировать и использовать для полета к Венере.

Вес аппарата 245 кг, высота с антенной 2,9 м. Корпус имеет форму восьмигранной призмы с максимальным поперечным размером 1,27 м, к нему крепятся четыре панели (размах 5,5 м) с солнечными элементами, две антенны (всенаправленная и остронаправленная), датчик звезды Канопус, два основных и два вспомогательных солнечных датчика, датчик Земли и датчик планеты. Корпус разделен на 8 отсеков, в семи из которых размещается электронное оборудование, а в восьмом - корректирующая двигательная установка (КДУ). На торцах панелей монтируются 12 управляющих реактивных сопел системы ориентации, работающих на сжатом газе. Источник электролитания - 17 640 солнечных элементов и подзаряжаемая ими серебряно-цинковая батарея (28 в). Радиотехническая система включает сдублированный бортовой передатчик (2298 Мгц) и приемник (2116 Мгц). Телеметрическая система имеет 100 каналов, одновременно на Землю может передаваться до 90 различных параметров. В первые 30 суток полета информация передается со скоростью 33\/з бит/сек, а затем - 8¹/₃ бит/сек. Передатчик может работать как на всенаправленную, так и на остронаправлеяную антенну (в последние 30 суток перед сближением с планетой).

Система терморегулирования пассивная. На корпусе имеется многослойное теплоизоляционное покрытие из тефлона и майлара, на днище, обращенном к Солнцу, установлен складывающийся теплозащитный экран, который затеняет оборудование, находящееся вне корпуса. Заданный тепловой режим внешних деталей обеспечивается путем окраски или полировки поверхности.

На аппарате установлены научные приборы: детектор солнечной плазмы, предназначенный для измерения скорости, температуры и направления движения потока протонов низкой энергии, идущей от Солнца. Он регистрирует протоны в диапазоне 45-9400 эв; магнитометр, регистрирующий напряженность магнитного поля в диапазоне ± 360 гамма; комплект радиационных детекторов, включающий три счетчика Гейгера-Мюллера, регистрирующих протоны с энергией св. 500 кэв и 900 кэв, и электроны с энергией св. 40 кэв и 70 кэв, а также детектор на кремниевом диоде, регистрирующий протоны и альфа-частицы; ультрафиолетовый фотометр, включающий три фотоумножателя: один использует фильтр, пропускающий излучение 1250-1900 Ằ, второй - 1350-1900 Ằ и третий - 1050-1900 Ằ. Он должен регистрировать ультрафиолетовое излучение атомов водорода и кислорода в атмосфере Венеры, возбужденных солнечной радиацией.

На аппарате установлен также приемник сигналов с частотой 49,8 и 423,3 Мгц, посылаемых передатчиком с наземных станций. Сравнивая сдвиги частоты и фазы сигналов различной частоты, происходящие под влиянием электронов, находящихся в окружающей среде, предполагают определить электронную концентрацию в межпланетном пространстве и в атмосфере Венеры. В период облета планеты предполагалось также определять плотность ее атмосферы по сдвигу частоты и ослаблению сигнала бортового телеметрического передатчика.

Ракета-носитель «Атлас-Аджена D» с аппаратом была запущена 14 июня в 6 час. 01 мин. Сначала аппарат был выведен на промежуточную круговую орбиту высотой 183 км, затем переведен на траекторию полета к Венере. Коррекция траектории была проведена 19 июня в 23 час. 08 мин., затем аппарат был ориентирован на Солнце и на звезду Канопус. Для слежения за аппаратом использовались 10 станций: в Голдстоне (США) -4 станции, в Вумера и Тидбинбилла (Австралия), в Робледо-де-Чавела и Себреро (Испания), в Йоханнесбурге (ЮАР) и на о. Вознесения.

19 октября в 17 час. 34 мин. аппарат прошел на минимальном расстоянии (3990 км) от поверхности Венеры со скоростью 8,55 км/сек, а 20 октября в 7 час. 44 мин. началось считывание информации, записанной при пролете около планеты, которое продолжалось 34 часа. 22 ноября по команде с Земли бортовой передатчик был переключен с остронаправленной антенны на всенаправленную и на этом программа исследований с помощью аппарата была завершена.

«Пионер VIII» («Пионер С»). Космический аппарат, предназначен для исследования заряженных частиц и магнитных полей между орбитами Земли и Марса. Одна из важнейших задач - исследование характеристик хвоста магнитосферы Земли на расстоянии - 3 млн. км, для чего он должен быть выведен на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 147,5 млн. км и афелием 162 млн. км. Аппарат выводится на орбиту в период повышения солнечной активности, и проводимые исследования должны дополнять исследования, проводимые с помощью аппаратов «Пионер VI» (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., стр. 503) и «Пионер VII» (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., стр. 517), выведенных на гелиоцентрические орбиты в период низкой солнечной активности.

По конструкции «Пионер VIII» аналогичен этим аппаратам (высота корпуса 88,9 см, диаметр 94 см, вес 63,5 кг), отличаясь лишь наличием некоторых новых научных приборов. Он сделан немагнитным, что позволяет измерять напряженность весьма слабых магнитных полей (до 0,25 гамма).

Ракета-носитель «Торад-Дельта» с космическим аппаратом и спутником TTS-I (см. табл., № 82) на борту была запущена 13 декабря в 14 час. 08 мин. После отделения спутника аппарат вышел на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 0,99 астрономической единицы ( ~ 148 млн. км), афелием 1,087 астрономической единицы (~163 млн. км) и наклонением к плоскости эклиптики 0,568°; период обращения 385,5 суток. 16 декабря по команде с Земли аппарат был ориентирован так, чтобы излучение бортовой антенны было направлено на Землю. По заявлению руководителей программы, такая ориентация должна обеспечить возможность связи с аппаратом на расстоянии до 320 млн. км. Аппарат пересек хвост магнитосферы Земли на расстоянии - 3 млн. км. Программой «Пионер» предусмотрен запуск еще двух аппаратов в 1968 г. Искусственные спутники Земли, выведенные на орбиты в 1967 г.

№№ п/п	Название спутника	Ракета-носитель	Дата запуска	Вес спутни- ка, кг	Элементы нач. орбиты			Началь- ный пери- од обра- щения, мин
					перигей, км	апогей, км	наклоне- ние к пло- скости эк- ватора, град
1 2	«Лэни Бёрд II» (F-2) Секретный	«Торад-Дельта» «Тор-Аджена»	11.01 14.01	871 -	35553 180	36457 380	2,14 80,07	1448,5 90,13
3 4 5 6 7 8 9 10	IDCSP-8 IDCSP-9 IDCSP-10 IDCSP-11 IDCSP-12 IDCSP-13 IDCSP-14 IDCSP-15	«Титан III С» (7-й запуск)	18.01	45,4 45,4 45,4 45,4 45,4 45,4 45,4 45,4	33531 33561 33582 33595 33637 33672 33687 33692	33857 33846 33854 33898 33939 34002 34105 34239	0,1 0,0 0,0 0,0 0,0 0,1 0,1 0,0	1330 1331 1332 1333 1335 1337 1340 1343
11 12 13 14 15 16 17 18 19 20	ESSA-IV Секретный Секретный «Диадем-I» (D-IC) «Диадем-II» (D-ID) Секретный Секретный OSO-III (OSO-E) «Кэнэри Бёрд» (F-3) Секретный	«Торад-Дельта» «Атлас-Аджена» «Тор-Бёрнер 2» «Диаман» «Диаман» «Тор-Аджена» «Титан III В» 2 (4-й запуск) «Тор-Дельта» «Торад-Дельта» «Тор-Аджена»	26.01 2.02 8.02 8.02 15.02 22.02 24.02 8.03 23.03 30.03	131,5 - - 22,7 22,7 - - 281,2 871 -	1328 137 797 557 589 180 135 534 35698 167	1444 357 867 1411 1783 380 414 563 35778 327	102,00 102,96 98,84 40,02 39,52 80,03 106,90 32,87 1,37 85,03	113,48 89,43 101,55 104,66 109,00 90,12 90,02 95,53 1434,00 89,45
21 22 23 24	ATS-II (ATS-A) Секретный ESSA-V «Сан-Марко II» («Сан-Марко В»)	«Атлас-Аджена D» «Скаут» «Торад-Дельта» «Скаут»	6.04 14.04 20.04 26.04	370 - 145,1 128,8	177 1052 1360 217	11130 1083 1423 739	28,40 90,23 101,97 2,89	218,90 106,60 113,63 93,93
25 26 27 28 29	NDS-VII («Вела-VII») NDS-VIII («Вела-VIII») ERS-18 ERS-20 (OV-5-3) ERS-27 (OV-5-1)	«Титан III С» (8-й запуск)	28.04	331 331 9 9 9	107346 107346 8597 8597 8597	114582 114582 111298 111298 111298	33,06 33,06 32,80 32,80 32,80	6671,80 6671,80 2830,00 2830,00 2830,00
30	«Ариэль III» (UK-Ill)	«Скаут»	5.05	89,8	497	608	80,17	95,67
31 32	Секретный Секретный	«Тор-Аджена	9.05	- -	200 555	777 808	85,10 85,10	94,36 98,38
33	Секретный	«Скаут»	18.05	-	1075	1106	89,57	107,04
34 35	Секретный Секретный	«Атлас-Аджена»	22.05	- -	135 148	293 240	91,49 91,49	88,82 88,42
36	«Эксплорер XXXIV» (IMP-F)	«Торад-Дельта»	24.05	74	241	214436	67,17	6486,1
37 38 39 40 41 42 43 44 45	Секретный «Сёркал». GGSE-IV GGSE-V Секретный «Сёркал» Секретный Секретный «Сёркал»	«Тор-Аджена D»	31.05	- - - - - - - - -	915 917 916 917 916 915 923 922 914	927 926 928 926 921 926 926 926 928	69,90 70,00 70,00 70,00 69,90 69,90 69,90 69,90 69,98	103,4 103,4 103,4 103,4 103,4 103,4 103,4 103,4 103,4
46	Секретный	«Атлас-Аджена»	4.06	-	148	455	104,80	90,57
47 48	Секретный Секретный	«Тор-Аджена»	16.06	- -	182 182	367 367	80,02 80,02	89,97 89,97
49	Секретный	«Титан III В» 2 (5-й запуск)	20.06	-	130	340	111,40	89,21
50 51	«Секор-1Х» «Аврора-1»	«Тор-Бёрнер 2»	29.06	20,4 21,3	3789 3789	3993 3993	90,01 90,01	172,66 172,66
52 53 54 55 56 57	IDCSP-16 IDCSP-17 IDCSP-18 DATS LES-V «Додж-1»	«Титан III С» (9-й запуск)	1.07	45,4 45,4 45,4 45,4 102 195	32986 33007 33081 33158 33194 33284	33500 33551 33559 33556 33622 33702	7,18 7,22 7,20 7,10 7,14 7,00	1308,9 1309,8 1311,6 1313,6 1316,2 1320,4
58	Секретный	«Тор-Аджена D»	25.07	-	389	583	75,08	94,30
- 59 60	OV-1-11 OV-1-12 OV-1-86	«Атлас D»	27.07	135 141 118	На 542 480	орбиту 557 604	не 101,62 101,72	вышел 95,62 95,58
61 62 63 64 65 66	OGO-IV Секретный Секретный Секретный «Биос II» («Биос В») Секретный	«Торад-Аджена D» «Тор-Аджена» «Атлас-Аджена» «Тор-Бёрнер 2» «Торад-Дельта» «Тор-Аджена»	28.07 7.08 16.08 23.08 7.09 15.09	562,4 - - - 200 -	410 174 142 834 296 150	903 346 449 892 317 390	86,03 79,94 111,88 98,97 33,48 80,07	97,89 89,72 90,43 102,20 90,53 89,95
67 68 69 70 71 72	Секретный Секретный «Лэни Бёрд III» (F-4) Секретный OSO-IV (OSO-D) Секретный	«Титан III В» (6-й запуск) «Скаут» «Торад-Дельта» «Тор-Бёрнер 2» «Тор-Дельта» «Титан III В» (7-й запуск)	19.09 25.09 28.09 11.10 18.10 25.10	- - 871 - 271,7 -	122 1041 35746 694 546 135	401 1116 35915 837 550 430	106,10 89,28 0,90 99,09 33,04 111,57	89,75 106,81 1438,30 100,18 95,58 90,15
73 74	Секретный Секретный	«Тор-Аджена»	2.11	- -	183 455	410 525	81,53 81,68	90,47 94,41
75 76 77 78 79 80 81	ATS-III (ATS-C) «Аполлон IV» ESSA-VI WRESAT-I OV-3-6 Секретный Секретный	«Атлас-Аджена» «Сатурн V» (AS-501) «Торад-Дельта» «Редстоун» (модифицированная) «Скаут» «Титан III В» (8-й запуск) «Тор-Аджена»	5.11 9.11 10.11 29.11 5.12 5.12 9.12	3651 1270003 132 38,5 ~100 - -	35778 183 1410 193 409 140 161	36116 188 1489 1259 444 444 241	0,53 32,70 102,12 83,35 90,69 109,50 81,65	1444,90 88,08 114,82 99,27 93,07 90,37 88,54
- 82	«Пионер VIII» TTS-I	«Торад-Дельта»	13.12	66 18	Гели 291	оцент 484	рич. 32,89	орбита 92,18

¹Вес на орбите. ² Представляет собой ракету «Титан II» с дополнительной (третьей) ступенью - ракетой «Аджена D» (возможно также использование ракеты «Кентавр»). См. также Ежегодник БСЭ 1967 г., табл., № 57, 72, 94. ³ Общий вес последней ступени (с оставшимся неизрасходованным запасом топлива), переходника и корабля на начальной орбите.

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

Схема взаимного расположения орбит спутников «Космос-144» и «Космос-156».

Существующая сеть метеорологических станций позволяет регулярно получать метеорологическую информацию примерно с 25% поверхности земного шара, слабо освещая громадные акватории Мирового ок., пустыни, горы и малонаселенные участки земной поверхности. Технические средства, к-рыми оснащаются различные метеорологические станции (самолеты-зондировщики, радиолокаторы, метеорологические ракеты и т. п.), не могут обеспечить одновременного наблюдения за всеми элементами погоды над большой территорией. Наиболее совершенным техническим средством для таких наблюдений может служить метеорологический искусственный спутник Земли (ИСЗ), с помощью к-рого можно получать оперативную информацию об облачности и составляющих теплового баланса в масштабе всей планеты, в т. ч. и в труднодоступных районах акватории Мирового ок.

Предварительный запуск спутников «Космос-14» в апреле и «Космос-23» в декабре 1963 г., «Космос-122» в июне 1966 г. позволил отработать и проверить правильность технического решения служебных систем, обеспечивающих контроль работы метеорологического спутника и управление его работой, а также подтвердил целесообразность подбора аппаратуры метеорологического назначения.

В 1967 г. с запуском спутников «Космос-144» в феврале и «Космос-156» в апреле в СССР была создана экспериментальная метеорологическая космическая система «Метеор», к-рая при наличии двух спутников (см. рис.) позволяет в течение суток производить наблюдения почти на половине поверхности Земного шара. Спутники выводятся на околополярную круговую орбиту высотой 625—630 км с наклонением 81,2 градуса к плоскости экватора.

В состав системы «Метеор» входят также наземные пункты приема, обработки и распространения метеорологической информации и служба управления спутниками и контроля состояния их бортового оборудования. По мере решения поставленных задач в системе «Метеор» производится замена спутников, закончивших активное существование (передачу метеоинформации). 25 октября 1967 г. взамен спутника «Космос-156» был введен спутник «Космос-184».

В отличие от других спутников, метеорологич. спутник обладает долговременной устойчивой ориентацией на Землю и по курсу, что необходимо для географической привязки полученной информации к местности. Кроме того, солнечные батареи спутника имеют самостоятельную ориентацию на Солнце, что обеспечивает регулярную подзарядку его химических батареи.

Телевизионная аппаратура спутника, работающая в видимом участке спектра, предназначена для получения изображений облачности, снежного и ледового покровов на освещенной стороне земного шара; она производит покадровую съемку двумя камерами с обзором в полосе шириной ок. 1000 км вдоль орбиты спутника с разрешением ок. 1 км в надире.

Инфракрасная аппаратура, работающая в участке спектра 8—12 мк, позволяет получать изображения облачности, снежного и ледового покровов на теневой стороне земного шара, может работать и на освещенной стороне Земли. Представляет собой прибор, поле зрения к-рого сканирует перпендикулярно пути движения спутника и обеспечивает получение изображения в полосе шириной ок. 1000 км вдоль орбиты спутника с разрешением (км) 15 X 15. Актинометрическая аппаратура предназначена для измерения интенсивности уходящего теплового излучения, аналогично ИК-аппаратуре представляет собой сканирующие приборы, производящие измерения в полосе шириной ок. 2500 км, вдоль орбиты спутника с разрешением (км) 40 X 50. Она измеряет: в участке спектра 0,3—3 мк — интенсивность солнечной радиации, отраженной системой Земля — атмосфера; в участке спектра 3—30 мк — интенсивность теплового излучения системы Земля — атмосфера в мировое пространство; в участке спектра 8—12 мк — радиационную температуру облаков или подстилающей поверхности в местах, где отсутствуют облака.

Информация записывается и хранится на борту спутника. При входе спутника в зону радиовидимости приемных пунктов информация передается на Землю. Одновременно на приемные пункты поступает и необходимая для ее привязки и дешифрирования служебная информация. На приемных пунктах информация принимается, соответствующим образом обрабатывается и дешифрируется на специальных электронных устройствах и электронно-вычислительных машинах.

Телевизионная и ИК-информация оформляется в виде орбитальных фотоизображений, по к-рым составляются карты облачности (нефанализы), передаваемые в органы службы погоды в СССР и за границей. Результаты обработки актинометрической информации представляются в виде цифровых карт и карт изолиний, также передаваемых в органы службы погоды.

Информация, получаемая при помощи спутников, может быть передана и в виде телеграмм в соответствующем международном коде. Спутниковые данные существенно дополняют и расширяют информацию наземной сети метеорологических станций, позволяют отчетливо различать особенности структуры полей облачности размерами от десятков до тысяч км в глобальном масштабе, а при отсутствии облаков на изображениях можно видеть береговые линии, границы снега, льда, крупные реки и т. п.

Для изучения энергетического состояния атмосферы весьма важны данные радиационных наблюдений. До ввода в эксплуатацию спутников измерения уходящей радиации не производились. Спутниковые данные позволяют уточнять прогноз погоды, очень часто они являются единственной метеорологической информацией с труднодоступных районов акватории Мирового ок. Эти данные позволяют определять положение и направление перемещения циклонов и атмосферных фронтов, с к-рыми связаны усиление ветров, выпадение осадков, волнение океана и другие явления. В тропических широтах с помощью спутников обнаруживаются тайфуны (ураганы), к-рые особенно опасны для судоходства и прибрежных районов. Спутниковая информация помогает составлять наиболее безопасные и экономически выгодные маршруты следования кораблей морского транспортного и рыболовецкого флота, давать прогноз для экипажей самолетов, совершающих полеты по межконтинентальным трассам, производить анализ ледовой обстановки в Арктических и Антарктических морях.

Только с марта по октябрь 1967 г. с помощью системы «Метеор» было выявлено или уточнено положение ок. 500 циклонов и 1000 атмосферных фронтов, а в восточной части Тихого океана зарегистрировано 10 ураганов.

К пятидесятой годовщине Великой Октябрьской социалистической революции в СССР вступила в строй сеть станций «Орбита» для приема телевизионных программ, передаваемых через спутники связи «Молния-1». Строительство и ввод в действие более 20 станций «Орбита», расположенных в труднодоступных районах Сибири, Крайнего Севера, Дальнего Востока и Средней Азии, было осуществлено в кратчайший срок — менее чем за два года. Станции спутниковой связи сооружены в Ашхабаде, Алма-Ате, Норильске, Воркуте, Магадане, Новосибирске, Кемерове, Якутске, Улан-Удэ, Чите, Хабаровске, Южно-Сахалинске, Архангельске, Сыктывкаре, Сургуте, Мурманске, Братске и др.

Сеть станций «Орбита» обеспечивает прием программ центрального телевидения со звуковым сопровождением, но также может использоваться для приема других видов циркулярных программ (газет, радиовещания, метеокарт) в различные районы Советского Союза, особенно в удаленные и труднодоступные. Без применения спутников связи подать программу центрального телевидения в эти районы было бы крайне дорого. Пришлось бы построить много тыс. км радиорелейных или кабельных линий в наиболее труднодоступных районах. При этом возникнут проблемы снабжения, электропитания и обеспечения эксплуатации промежуточных станций наземных линий. Кроме того, надежность кабельных и радиорелейных линий, на трассе к-рых осуществляются десятки переприемов, гораздо меньше, чем с одной ретрансляцией на спутнике. Спутник же облучает почти всю территорию СССР, поэтому передаваемую им программу может принимать очень большое количество станций, причем увеличение их числа не требует никаких изменений в передающем оборудовании.

Спутниковые системы связи могут быть использованы для передачи всех видов информации, как для двухстороннего обмена, так и для передачи однонаправленной (симплексной, циркулярной) информации. Однако спутниковая связь наиболее выгодна для передачи именно циркулярных сообщений.

Центральная наземная станция сети «Орбита», излучающая в направлении спутника, имеет мощность несколько квт и большую антенну с параболич. зеркалом. Спутники типа «Молния-1» выводятся на синхронную эллиптич. орбиту с высотой апогея 40 000 км, перигея 500 км и периодом обращения 12 час. Угол наклонения плоскости орбиты к плоскости экватора 65°. Ширина диаграммы направленности антенны спутника примерно такова, что лучом антенны охватывается вся видимая поверхность Земли. Благодаря выбору удобной орбиты вся территория СССР облучается примерно в течение 8—10 час. на каждом витке, а угловая скорость спутника по отношению к Земле очень мала, что облегчает наведение антенны приемного пункта.

Передача телевидения для сети «Орбита» осуществляется с помощью частотной модуляции, к-рая представляет собой простейший, хорошо освоенный и достаточно эффективный способ уменьшения необходимой мощности передатчика за счет использования более широкой полосы частот. Телевизионный сигнал на входе передатчика центральной наземной станции подвергается спец. обработке с помощью линейных и нелинейных предыскажающих цепей, благодаря чему возрастает помехоустойчивость системы связи.

Рис. 1. Общий вид станции «Орбита».

Сигнал, принятый станцией «Орбита», по соединительным линиям передается на телецентр, к-рый потом излучает телевизионные передачи в эфир для потребителей, принимающих эти передачи обычным образом. В качестве соединительной линии обычно используется однопролетная радиорелейная линия такого же типа, как обычные передвижные станции для ведения телевизионных репортажей. На очень малых расстояниях (менее 1 км) применяются также кабельные линии с необходимыми согласующими, корректирующими и антифоновыми устройствами.

Рис. 2. Комплекс аппаратуры станции «Орбита».

Станция «Орбита» располагается в круглом железобетонном здании, к-рое одновременно является основанием антенной системы с параболич. отражателем диаметром 12 м (рис. 1). В центральном зале станции находятся вся приемная аппаратура, аппаратура наведения и соединительной линии. В отдельных помещениях вокруг центрального зала размещены система вентиляции и кондиционирования воздуха, аппаратура электроприводов наведения антенны, силовые шкафы и стабилизаторы напряжения питающей сети и пр. Блок-схема приемной станции показана на рис. 2. Малошумящая зеркально-параболич. антенна имеет зеркало диаметром 12 м и фокусным расстоянием 3 м. Антенна следит за спутником с помощью приводных механизмов, управляемых аппаратурой наведения. Управление слежением — автоматич. (от программного устройства), полуавтоматич. (по скорости) или ручное (по углу). Антенна способна нормально работать в суровых климатич. условиях Сибири, Дальнего Востока, Крайнего Севера и Средней Азии без ветрозащитного укрытия. Частотно-модулированный сигнал, принятый антенной, по фидерно-волноводному тракту поступает через направленный ответвитель во входное малошумящее устройство.

Для наземных станций «Орбита» был разработан двухкаскадный параметрический усилитель. С целью получения наибольшей чувствительности системы первый каскад охлаждается до темп-ры жидкого азота (— 196°С). С выхода малошумящего усилителя сигнал поступает на аппаратуру приема, где усиливается и детектируется. Основное усиление мощности принимаемых сигналов (до 10 млн. раз) осуществляется на частоте 70 Мгц с помощью усилителя промежуточной частоты, к-рый обладает высокой избирательностью при сохранении линейности фазовой характеристики. Предусмотрена возможность детектирования ЧМ-сигналов с помощью помехоустойчивого демодулятора — синхронного фазового детектора с обратной связью по частоте.

Сигнал звукового сопровождения для сети «Орбита» передается в той же полосе частот, что и видеосигнал, с помощью временного уплотнения, поэтому на приемной станции устанавливается аппаратура разделения изображения и звука. Телевизионный сигнал и сигнал звукового сопровождения с выхода аппаратуры разделения подаются на оконечную аппаратуру соединительной линии. В состав приемного комплекса входит аппаратура контроля приема, к-рая предназначена для оперативного контроля работоспособности приемного комплекса и измерения его качественных показателей.

Техническая система, состоящая из источников и средств обработки информации о космических объектах. Американская система, получившая название «Спадатс» (Space Detection and Tracking System), предназначена для обнаружения и сопровождения космич. летательных аппаратов, последних ступеней ракет-носителей и др. космич. объектов, образовавшихся в результате запусков, а также для обнаружения и слежения за межконтинентальными баллистич. ракетами. Система предназначена также для распознавания иностранных космич. летат. аппаратов. Структурно «Спадатс» состоит из ряда систем, являющихся источниками информации о наблюдаемых космич. летат. аппаратах, и центра обработки информации — координационно-вычислительного центра, расположенного в г.Колорадо-Спрингс (шт. Колорадо). На рис. представлена структурная схема системы «Спадатс».

Основными источниками информации «Спадатс» являются следующие системы. Радиолокационная система «Спасур», предназначенная для обнаружения и определения орбитальных параметров движения космич. летат. аппаратов. На основе этих данных осуществляется прогнозирование их движения и времени существования. Система состоит из 3 передающих радиолокац. станций и 4 приемных, при этом передающие станции расположены между двумя приемными, и отраженные от космич. объекта сигналы, излучаемые каждой передающей станцией, принимаются двумя приемными станциями. Система работает круглосуточно на частоте 108 мгц, общая мощность излучения 660 квт. Радиолокационная система «Доплок» имеет то же назначение, что и система «Спасур» и обеспечивает обнаружение космич. летат. аппарата в зонах, не просматриваемых станциями этой системы. Состоит из трех станций. В настоящее время система «Доплок» используется гл. обр. для проведения экспериментальных работ в области радиолокационных систем, работающих по принципу Допплера. Радиолокац. система «Спейс-Трек» предназначена для сверхдальнего и дальнего обнаружения ракет и космич. летат. аппаратов, их автоматич. сопровождения и определения координат. Радиолокац. посты сверхдальнего обнаружения расположены в Канаде, в США, на Алеутских островах, на о. Гуам, о. Тринидад и в Турции. Станции дальнего обнаружения находятся на Аляске, в Гренландии и в Великобритании. Оптическая система предназначена для слежения за космич. объектом на удалениях до 80 тыс. км и точного определения параметров их движения. Станции оптического наблюдения расположены глобально по всему земному шару. Станции оборудованы оптико-фотографич. приборами типа«Бейкер-Нанн», к-рые обеспечивают фотографирование космич. объектов диаметром в несколько десятков см на удалении до 80 тыс. км. Станции определяют координаты объектов с ошибками не более 1—2 угловых сек. и 1 миллисек. по времени.

Структурная схема системы контроля космического пространства «Спадатс».

Источниками информации системы «Спадатс» является также ряд других систем — «Стадан», «Дип-Спейс», СККП Европейских стран «ЕСТРЭК» и др. Системы «Стадан» и «Дип-Спейс» являются радиотехническими, работающими по активному радиосигналу, передаваемому с борта космического летательного аппарата.

Центр обработки информации системы «Спадатс» оборудован электронной цифровой вычислительной машиной большой производительности «Филко-2000», аппаратурой ввода и вывода информации и электронными устройствами отображения.

Система «Спадатс» строится таким образом, что каждый источник информации снабжен своими вычислительными машинами, обеспечивающими обработку данных наблюдений и определяющими орбитальные параметры движения спутников. Вследствие этого на вход центра обработки информации, иначе на вводные устройства машины «Филко-2000», с выводных устройств вычислительных машин технич. средств наблюдений поступают не данные наблюдений, а полученные в результате обработки этих данных параметры движения наблюдаемых космич. объектов. Кроме того, на вычислительных машинах радиолокац. н оптич. средств наблюдения определяются по возможности форма, размеры и другие признаки наблюдаемых объектов, значения к-рых также поступают в центр обработки.

На основе всей этой информации в центре прежде всего определяется, является ли наблюдаемый объект известным или неизвестным, т. е. «новым» для системы. В последнем случае устанавливается государственная принадлежность объекта и вырабатываются представления о его возможном назначении. Кроме того, в центре вычисляются двухнедельные прогнозы движения космич. объектов и вырабатываются данные, необходимые технич. средствам наблюдения для уверенного обнаружения и сопровождения космич. объектов.

Обстановка в космическом пространстве с учетом ее динамики с помощью телевизионных камер проектируется на спец. экраны. Это облегчает проведение оперативного анализа обстановки и принятие соответствующих решений. В центре системы «Спадатс» ведется каталог всех находящихся на орбитах космич. летат. аппаратов, а также фрагментов, образовавшихся в результате запусков космич. объектов. Каталог системы «Спадатс» насчитывал в 1963 г. 260 космич. объектов, 1965 г.— 448 и в июле 1966 г.— 613. К концу 1967 г. количество космических объектов в каталоге достигло 5000.