В 1968 г. советскими учеными и инженерами в результате запусков автоматических станций (АС) «Зонд-5» и «Зонд-6» впервые решена проблема возвращения на Землю космического аппарата, входящего в ее атмосферу со второй космической скоростью. Запуски автоматических станций новой серии «Зонд» позволили получить важные опытные данные о работе бортовых систем и аппаратуры пилотируемых космических кораблей для полетов человека к Луне. Проверена работоспособность средств командно-измерительного и поисково-спасательного комплексов.

Автоматическая станция новой серии «Зонд» состоит из приборного отсека и спускаемого аппарата. Приборный отсек с его системами и аппаратурой предназначен для обеспечения полета станции по трассе Земля - Луна - Земля. Внутри приборного отсека размещены: система управления, радиотелеметрический комплекс, аппаратура системы ориентации и стабилизации, системы терморегулирования и энергопитания. На приборном отсеке расположена корректирующая двигательная установка и система управляющих микродвигателей. К приборному отсеку крепится спускаемый аппарат, который по команде бортового программно-временного устройства отделяется от приборного отсека перед входом станции в атмосферу Земли. На внешней поверхности приборного отсека установлены оптические датчики системы ориентации (солнечные, звездные и земные), панели солнечной батареи и радиоантенны, одна пз которых параболическая.

Система управления обеспечивает выдачу всем системам станции сигналов управления как но командам от бортовых программно-вычислительных и логических устройств, так и по командам, поступающим по радиолиниям с Земли. Радиотелеметрический комплекс предназначен для приема команд с Земли и передачи на Землю научной информации и информации о работе бортовых систем. Кроме того, радиотелеметрический комплекс совместно с наземными средствами командно-измерительного комплекса обеспечивает проведение измерений параметров движения станции на траектории полета. Система ориентации и стабилизации работает всегда вместе с системой управления и осуществляет ориентацию станции панелями солнечной батареи в направлении на Солнце, после чего производится закрутка станции вокруг оси, направленной на Солнце, и система ориентации выключается; ориентацию станции по Солнцу и Земле или по Солнцу и определенной звезде перед сеансами коррекции и стабилизацию станции в заданном положении при работе корректирующей двигательной установки; ориентацию и стабилизацию станции в заданном направлении в процессе сеансов фотографирования; разворот станции, необходимый для того, чтобы занять правильное исходное положение перед входом в атмосферу.

Система терморегулирования обеспечивает необходимый температурный режим во время полета. Двигательная установка предназначена для коррекции траектории полета станции. Она позволяет многократно сообщать станции корректирующий импульс, величина которого может варьироваться в широких пределах. Двигатели малой тяги, являясь исполнительными органами либо системы управления, либо системы ориентации и стабилизации, гасят возмущения станции после отделения ее от последней ступени ракеты-носителя, разворачивают станцию в период поиска датчиками ориентации светил (Солнца, Земли или звезды), а также перед сеансами коррекции и перед входом станции в плотные слои атмосферы.

Спускаемый аппарат с его аппаратурой предназначен для проведения научных исследований на трассе полета и доставки результатов исследований на Землю. Корпус спускаемого аппарата покрыт слоем тепловой защиты, изготовленной из жаропрочных и теплоизоляционных материалов. Внутри спускаемого аппарата размещаются научные приборы, фотоаппарат, аппаратура радиосвязи и системы управления спускаемого аппарата, системы терморегулирования и энергопитания. Спускаемый аппарат имеет осесимметричную сегментально-коническую форму без выступающих частей, несколько напоминающую автомобильную фару. Центр тяжести аппарата смещен относительно оси симметрии. При движении спускаемого аппарата в атмосфере он имеет угол атаки, называемый балансировочным углом, что приводит к несимметричному обтеканию и, как следствие, к возникновению аэродинамической подъемной силы. Система управления спускаемого аппарата, изменяя направление действия подъемной силы (путем изменения угла крена), осуществляет управляемый спуск в заданный район посадки. Из-за отсутствия радиосвязи, вследствие наличия ионизированного слоя газа вокруг спускаемого аппарата при движении его в атмосфере, система управления работает полностью автономно. В ее состав входят следующие основные элементы: гиростабилизированная платформа, датчики ускорений, бортовая вычислительная машина и система микродвигателей. В процессе движения спускаемого аппарата в плотных слоях атмосферы система управления осуществляет сравнение с помощью логического устройства действующих перегрузок с их программными значениями и устанавливает величину и знак рассогласования. Если перегрузка, например, превышает расчетное значение (аппарат движется по траектории ниже расчетной), то управляющие микродвигатели по командам от вычислительной машины изменяют угол крена станции, увеличивая вертикальную составляющую подъемной силы. Полет с данным углом крена продолжается до тех пор, пока измеренное и расчетное значения перегрузок не сравняются. Возможен спуск в атмосфере и по баллистической траектории. Для плавного снижения на поверхность Земли после торможения в атмосфере спускаемый аппарат автоматической станции «Зонд» имеет парашютную систему. Конструкция спускаемого аппарата обеспечивает плавучесть при посадке на водную поверхность и необходимую прочность при посадке на сушу.

Автоматическая станция «Зонд- 5» была запущена 15 сентября в 0 час. 42 мин. *. Траектория полета станции состояла из трех основных этапов (рис. 1). На первом этапе полета многоступенчатая ракета-носитель вывела станцию вместе с последней ступенью ракеты-носителя на орбиту ИСЗ с параметрами: высота в апогее - 219 км, высота в перигее - 187 км, наклонение- 51,5°. Второй этап полета станции включает старт с промежуточной орбиты и полет к Луне, облет Луны и возвращение к Земле. Для перевода станции с орбиты ИСЗ на трассу полета к Луне ее необходимо было разогнать до скорости, близкой ко 2-й космической. С этой целью через 67 мин. после старта по команде от программного устройства был включен двигатель последней ступени. Перед включением двигателя ракетно-космический комплекс, состоящий из последней ступени ракеты-носителя и станции «Зонд-5», был ориентирован в пространстве с высокой точностью. По достижении расчетной скорости полета произошло автоматическое выключение двигателя, и станция, отделившись от ступени, направилась к Луне. Для облета Луны на заданном расстоянии и для возвращения в расчетный район земной поверхности была необходима коррекция траектории полета. В соответствии с прогнозом фактического движения станции наземный координационно-вычислительный центр определил исходные данные для коррекции: величину и направление корректирующего импульса, момент включения двигательной установки. Станция была сориентирована в пространстве по Солнцу и Земле, после чего был осуществлен программный разворот станции в исходное для коррекции положение. 17 сентября в 6 час. 11 мин., когда станция находилась в 325 000 км от Земли, была включена двигательная установка, которая сообщила станции требуемое изменение вектора скорости.

*Здесь и дальше - время московское.

В результате осуществленного маневра космическая станция «Зонд-5» перешла на новую траекторию и в соответствии с программой полета 18 сентября облетела Луну с минимальным расстоянием от ее поверхности, равным 1950 км. После облета Луны станция стала двигаться в направлении Земли. На расстоянии 143 000 км от Земли была проведена вторая коррекция траектории полета, обеспечившая точный вход станции в атмосферу Земли с заданным углом снижения (θ ~ 5-6°, высота условного перигея номинальной траектории ~35 км). При этом скорость была изменена на 0,005%, а величина суммарного корректирующего импульса составила 0,35 м/сек. 21 сентября в 12 час. 08 мин. с расстояния около 90 000 км станция «Зонд-5» сфотографировала Землю. При подлете к Земле на третьем этапе полета от станции отделился спускаемый аппарат. Войдя в расчетный коридор входа, спускаемый аппарат преодолел плотные слои атмосферы по баллистической траектории (рис. 2). Для автоматической станции «Зонд-5» ширина коридора входа составляла 10-13 км. Действующие на аппарат при торможении в атмосфере перегрузки не должны были превышать 10-16 единиц. На высоте около 7 км, при скорости снижения около 200 м/сек была введена в действие парашютная система, обеспечившая дальнейшее гашение скорости. Спускаемый аппарат станции «Зонд-5» приводнился 21 октября в 19 час. 08 мин. в расчетном районе Индийского океана в точке с координатами 32°38' ю. ш. и 65°33' в. д.

Для обнаружения приводнившегося аппарата в Индийском океане находился специальный поисково-спасательный комплекс, оборудованный совершенными радиотехническими средствами. В состав комплекса входили морские суда, поисковые самолеты и вертолеты. После приводнения спускаемого аппарата суда поисково-спасательной службы приблизились к нему и подняли его на борт одного из кораблей.

Полет автоматической станции «Зонд-5» позволил впервые решить сложнейшую научно-техническую задачу возвращения на Землю с космической трассы Луна - Земля аппарата, летящего со 2-й космической скоростью.

В ходе полета автоматической станции «Зонд-6» впервые была решена еще более сложная проблема космонавтики: управляемый спуск в заданный район космического аппарата, облетевшего Луну.

Автоматическая станция «Зонд-6» стартовала 10 ноября в 22 час. 11 мин. Трасса полета станции «Зонд-6» (рис. 3) на первых двух этапах полета была аналогична трассе полета станции «Зонд-5». В процессе полета на третьем этапе спускаемый аппарат станции «Зонд-6» должен был совершить управляемый спуск для посадки на территории СССР. Управляемый спуск в заданный район (рис. 4) по сравнению с баллистическим является более сложным и требует очень точного выполнения условий входа в атмосферу. После запуска многоступенчатой ракеты-носителя станция «Зонд-6» вместе с последней ступенью ракеты была выведена на орбиту ИСЗ с параметрами: высота в апогее - 210 км, высота в перигее - 185 км, наклонение - 51,4°. На промежуточной орбите ракетно-космический комплекс осуществил ориентацию в пространстве с последующей стабилизацией. В 23 час. 18 мин. 30 сек. по команде от системы управления был включен двигатель последней ступени ракеты и, после достижения скорости 11,2 км/сек, космическая станция «Зонд-6», отделившись от ступени, направилась к Луне. Дальнейший полет проходил в основном при постоянной ориентации на Солнце панелей солнечной батареи, обеспечивающей подзарядку бортовых источников питания электрической энергией. Для обеспечения пролета станции на заданном расстоянии от Луны 12 ноября в 8 час. 41 мин. была включена корректирующая двигательная установка. В начале сеанса коррекции станция была сориентирована в пространстве по Солнцу и звезде Сириус, а затем выполнила соответствующие развороты, придав оси двигателя требуемое положение в пространстве.

В результате коррекции станция «Зонд-6», продолжая полет, облетела Луну на заданном расстоянии от ее поверхности, равном 2420 км. Во время полета станции в районе Луны были проведены два сеанса фотографирования (рис. 5) и научные измерения физических характеристик окололунного космического пространства. После облета Луны для устранения возмущений, вызванных ее гравитационным полем, 16 ноября в 9 час. 40 мин. была проведена вторая коррекция траектории на расстоянии 236 000 км от Земли. 17 ноября в 8 час. 36 мин. для более точного попадания спускаемого аппарата в коридор входа в атмосферу Земли была проведена третья коррекция траектории на расстоянии 120 000 км от Земли. Проведенные коррекции обеспечили попадание космической станции в коридор входа с расчетной шириной ±10 км при номинальном значении высоты условного перигея, равном 45 км. Для посадки на территории СССР спускаемый аппарат после входа в плотные слои атмосферы должен пролететь расстояние ок. 9000 км (станция подлетает к Земле со стороны южного полушария). Такая дальность полета при неуправляемом спуске практически не может быть осуществлена с требуемой точностью. Траектория управляемого спуска аппарата «Зонд-6» состояла из участка первого погружения, промежуточного участка внеатмосферного полета и участка второго погружения, завершившегося посадкой спускаемого аппарата в заданном районе. Управление аппаратом осуществлялось системой управления спуском путем использования аэродинамической подъемной силы.

Спускаемый аппарат станции «Зонд-6» вошел в плотные слои атмосферы 17 ноября в 16 час. 58 мин., сохраняя строго определенное положение в пространстве. Для этого при подлете к Земле по команде от бортового программного устройства была проведена астроориентация и программные развороты станции по трем осям с целью установки гироскопических систем и всей станции в исходное положение. После выполнения этих операций было проведено отделение спускаемого аппарата от приборного отсека станции. При входе в атмосферу бортовая вычислительная машина выбрала необходимую программу полета для участка первого погружения и система управления спуском точно реализовала ее. На участке первого погружения произошло аэродинамическое торможение аппарата от скорости порядка 11 км/сек до скорости ок. 7,6 км/сек. Максимальные значения перегрузок на этом участке составляли 4-7 единиц. После прохождения участка первого погружения, при выходе из атмосферы спускаемый аппарат имел скорость и угол наклона траектории весьма близкие к расчетным. На внеатмосферном участке полета система управления вновь осуществила разворот аппарата и его стабилизацию в положение, необходимое для управления на участке второго погружения. Затем аппарат совершил в расчетном режиме повторный вход в атмосферу. Для обеспечения точного приземления аппарата в заданном районе СССР система управления спуском при повторном погружении произвела автоматический выбор программы снижения для этого участка. В конце участка второго погружения система управления вывела аппарат в район посадки. На высоте 7,5 км при скорости около 200 м/сек была включена парашютная система и аппарат приземлился.

Полеты станций «Зонд-5» и «Зонд-6» позволили осуществить отработку функционирования систем пилотируемого космического корабля для полетов к Луне по трассе Земля - Луна - Земля в автоматическом варианте, отработку системы управления спуском при входе станции в атмосферу Земли со второй космической скоростью и проверку в летных условиях аэродинамической формы и характеристик спускаемого аппарата.

Во время полета станций, с помощью различного типа дозиметров, проводились измерения потоков заряженных частиц и суммарной дозы космической радиации внутри спускаемого аппарата. Анализ результатов измерений свидетельствует, что суммарная доза радиации, обусловленная галактическим космическим излучением и излучением радиационного пояса Земли, составляет несколько рад, т. е. соответствует расчетным данным и свидетельствует о возможности обеспечения радиационной безопасности космонавтов на трассе полета Земля - Луна - Земля при отсутствии солнечных вспышек, рождающих протоны высоких энергий.

На борту станции «Зонд-5» находились живые объекты; черепахи, дрозофилы, мучные хрущаки, традесканция с бутонами, клетки Хела в культуре, семена высших растений - пшеницы, сосны, ячменя, хлорелла на различных питательных средах, лизогенные бактерии разных видов и т. д. После возвращения на Землю черепахи были активными - много двигались, с аппетитом ели. За время эксперимента они потеряли в весе около 10%. Исследование крови не выявило каких-либо существенных отличий у этих животных по сравнению с контрольными. При гистохимическом анализе ряда органов и тканей, проведенном на 21-е сутки после приводнения, у черепах обнаружено повышенное содержание гликогена и железа в ткани печени. Определенное влияние оказал комплекс факторов полета и на структуру селезенки животных. Предварительный анализ культуры лизогенных бактерий показывает, что космический полет оказал выраженное индуцирующее влияние на фагопродукцию микробов. Окончательная обработка материала позволит получить новые данные о биологической (генетической) эффективности факторов околоземного и окололунного пространств.

Как уже отмечалось, при полете станций «Зонд-5» и «Зонд-6» проводилось фотографирование Луны (станцией «Зонд-6») и Земли (станцией «Зонд-5»). Установленный на борту станций аэрофотоаппарат с фокусным расстоянием 400 мм, относительным отверстием 1 : 6,3 и форматом кадра 13 X 18 см обеспечивал получение до 200 снимков с высокой степенью разрешения.

Автоматическая станция «Зонд-6» в соответствии с программой полета провела два сеанса фотографирования Луны. Задачей первого сеанса являлось фотографирование всей освещенной поверхности Луны для измерения фотометрических характеристик, а также для определения ее размеров и формы. После ориентации по Солнцу и звезде станция «Зонд-6» была развернута таким образом, что оптическая ось фотоаппарата оказалась направленной на центр Луны (см. схему на рис. 5), примерно на границу между ее видимой и невидимой с Земли частями. На снимке (рис. 9), сделанном в начале сеанса фотографирования 14 ноября в 4 час. 00 мин. с расстояния ок. 11 тыс. км, виден диск Луны, ограниченный меридианами 10° и 170° з. д., т. е. восточный сектор обратной стороны Луны и часть западного сектора видимой стороны Луны.

Второй сеанс фотографирования проводился для получения снимков в возможно крупном масштабе с целью фотограмметрических измерений и картографирования невидимой части Луны. При этом оптическая ось фотоаппарата была ориентирована так, что в поле зрения попала и Земля (см. рнс. 5). На фотографии (рис. 8), сделанной станцией «Зонд-6» в 5 час. 48 мин. с расстояний до края Луны около 3,3 тыс. км и до Земли около 388 тыс. км, четко видны восточный сектор обратной стороны Луны, ограниченный меридианами от 90° до 130° з. д., и Земля. В момент фотографирования терминатор Земли проходил по меридиану 45° в. д. Большая часть поверхности нашей планеты закрыта облаками. Лишь на юго-востоке просматривается западное побережье Австралии. На другом крупноплановом снимке (рис. 10) изображен участок лунной поверхности вокруг двойного кратера Братья Вавиловы (ширина кратера - ок. 100 км). Отчетливо видны крутые обрывы кратера и волнистая поверхность его дна.

Научная программа АС «Зонд-5» предусматривала фотографирование Земли из космоса. На рис. 11 представлен один из серии снимков Земли, полученных 21 сентября в 12 час. 08 мин. с расстояния около 90 000 км. Освещенная часть земной поверхности ограничена меридианами 50° з. д. и 60° в. д. Хорошо просматриваются очертания материков и водных поверхностей, не закрытых облачностью. Над северной частью Атлантического океана и Северной Европой видны две циклонические облачные системы. Хорошо просматривается слоистая, кучевая, слоисто-кучевая, высококучевая и перисто-кучевая облачности. Фотографирование Земли с больших высот позволяет получить очень важные сведения о нашей планете; в совокупности с другими метеорологическими данными это дает возможность делать обобщения, имеющие большое значение для прогнозирования погоды на Земле.

Снимки Земли из космоса необходимы и для определения коэффициентов отражения материков, океанов, морей, озер, лесных массивов и т. д., позволяющих изучать не только Землю, но и другие планеты Солнечной системы.

10 апреля на селеноцентрическую орбиту был выведен четвертый советский искусственный спутник Луны (ИСЛ) - автоматическая станция «Луна - 14». Космическая ракета со станцией «Луна-14» на борту стартовала 7 апреля в 13 час. 09 мин. В целях обеспечения вывода АС на заданную орбиту ИСЛ 8 апреля в 22 час. 37 мин. была проведена коррекция траектории полета. Перед включением двигательной установки станция с помощью систем астроориентации и стабилизации была сориентирована по Солнцу и по Луне и, выполнив затем программные развороты, заняла исходное для коррекции положение в пространстве. После коррекции траектории станция перешла на расчетную траекторию, проходящую на заданном расстоянии от Луны. При подлете к Луне по команде с Земли была включена система автоматического управления АС, которая обеспечила проведение сеанса торможения станции. В 22 час. 25 мин. была включена двигательная установка, в результате скорость станции уменьшилась с 2190 м/сек до 1279 м/сек, и станция «Луна-14» вышла на селеноцентрическую орбиту.

Научная программа станции предусматривала: уточнение соотношения масс Земли и Луны, гравитационного поля Луны и ее формы методом длительных, систематических наблюдений за изменениями параметров орбиты ИСЛ; исследование условий прохождения и стабильности радиосигналов, передаваемых с Земли на борт станции и в обратном направлении при различных положениях ее относительно лунной поверхности, а также при заходах станции за Луну; проведение измерений потоков заряженных частиц, идущих от Солнца и космических лучей; получение дополнительной информации для построения точной теории движения Луны.

В 1968 г. продолжались запуски искусственных спутников Земли (ИСЗ) серии «Космос»; в течение года было запущено 64 спутника (см. таблицу). 14 марта и 12 июня для обеспечения функционирования космической системы «Метеор» были выведены на орбиты метеорологические спутники «Космос-206» и «Космос-226».

15 апреля был проведен повторный эксперимент по осуществлению автоматической стыковки на орбите двух космических аппаратов. (О первом эксперименте см. Ежегодник БСЭ, 1968 г). Эксперимент проводился на ИСЗ «Космос-212» и «Космос-213». Одной из основных систем, входивших в состав комплекса бортовой аппаратуры спутников «Космос-212» и «Космос-213», являлась система ориентации и управления движением. Она предназначалась для гашения начальных угловых скоростей спутника после отделения от ракеты-носителя, ориентации панелей солнечной батареи на Солнце, ориентации продольной оси спутника по вектору орбитальной скорости, коррекции орбиты. Такая система необходима и для выполнения операций взаимного обнаружения, сближения и причаливания спутников, а также для спуска с орбиты и стабилизации в процессе спуска. В состав системы входили усилительно-преобразующие и счетно-решающие устройства, чувствительные элементы и исполнительные органы. Усилительно-преобразующие и счетно-решающие устройства предназначаются для обработки информации, поступающей от чувствительных элементов, и для формирования команд управления исполнительным органом. Чувствительными элементами системы являлись: датчики угловой скорости - гироскопические приборы для измерения компонент угловой скорости спутника; фотоэлектрический датчик ориентации на Солнце, вырабатывающий сигналы на поиск и захват Солнца, и другие датчики системы ориентации; свободные гироскопы, вырабатывающие сигналы управления для стабилизации спутника; интегратор линейных ускорений для формирования команды на выключение двигателя при достижении заданного значения приращения скорости; радиолокационная аппаратура поиска и наведения для осуществления взаимного обнаружения спутников, выработки сигналов, необходимых для взаимной ориентации спутников и для определения расстояния между ними, скорости изменения этого расстояния и угловой скорости линии визирования.

Исполнительными органами системы ориентации и управления являлись двигательная установка многократного действия, предназначенная для коррекции орбиты, сближения, спуска спутника на Землю, и двигатели малой тяги для ориентации, стабилизации и причаливания.

Процесс автоматической стыковки ИСЗ «Космос-212» и «Космос-213» происходил следующим образом. 14 апреля в 13 час. 00 мин. был произведен старт ракеты-носителя с ИСЗ «Космос-212». В процессе выполнения операций по стыковке этот спутник являлся активным аппаратом. На четвертом витке была осуществлена коррекция его орбиты с тем, чтобы к моменту запуска ИСЗ «Космос-213» она проходила над районом старта. 15 апреля в 12 час. 34 мин. стартовал пассивный спутник «Космос-213». Время запуска выбиралось таким образом, чтобы после выхода его на орбиту оба спутника оказались в зоне сближения (рис. 6). В момент отделения ИСЗ «Космос-213» от последней ступени ракеты-носителя расстояние между спутниками составляло ок. 5 км, а их относительная скорость была порядка 30 м/сек.

После взаимного поиска, радиозахвата и разворота спутников в заданное положение относительно линии визирования начался этап автоматического сближения. На основе информации, поступавшей в счетно-решающие устройства, рассчитывалось и осуществлялось маневрирование активного спутника и обеспечивалась нужная ориентация пассивного. Этап сближения спутников закончился, когда расстояние между спутниками достигло 350 м. Относительная скорость спутников в это время равнялась 2 м/сек. Далее начался этап причаливания. На этапе причаливания активный и пассивный спутники ориентировались относительно линии визирования так, чтобы стыковочные узлы их были обращены друг к другу, а угол взаимного крена удерживался в заданных пределах. Причаливание закончилось механическим соединением спутников. В момент касания аппаратов относительное смещение осей стыковочных узлов не превосходило 0,4 м, а относительная скорость была в пределах 0,1-0,2 м/сек. После выравнивания спутники были стянуты до совмещения стыков. При этом состыковались штепсельные разъемы, обеспечивающие электрическую связь аппаратов. Процесс поиска и захват пассивного спутника, сближение и причаливание происходили в зоне радиовидимости с территории СССР; стыковка была завершена, когда спутники пролетали над Тихим океаном, через 47 мин. после старта ИСЗ «Космос-213» в 13 час. 21 мин. На следующем витке, когда спутники возвратились в зону радиовидимости наземных пунктов, на Земле было получено телевизионное изображение состыкованных аппаратов. Совместный полет спутников в виде единого комплекса в механическом и электрическом отношении продолжался 3 час. 50 мин. В течение этого времени проводилась проверка работы систем и агрегатов спутников. Расстыковка аппаратов была проведена по команде с Земли в 17 час. 11 мин. Процесс расхождения спутников проходил над территорией СССР и наблюдался на экранах телевизоров. Через некоторое время спутники были переведены на различные орбиты и в течение 4 суток продолжали совместный полет. По окончании намеченной программы экспериментальных исследований ИСЗ «Космос-212» и «Космос-213» по командам с Земли были возвращены на Землю в заданный район СССР соответственно 19 и 20 апреля. Система спуска и приземления обоих спутников работала нормально.

Рис. 1. Схема полета автоматической станции «Зонд-5» по трассе Земля - Луна - Земля. 1 - выведение на промежуточную орбиту; 2 - отделение СА; 3 - коридор входа; 4 - баллистический спуск в атмосфере. Рис. 2. Схема входа автоматической станции «Зонд-5» в атмосферу и спуска на Землю, а - расчетная точка входа в атмосферу; б - точка входа в атмосферу с посадкой на дальней границе района посадки; в - точка входа в атмосферу с посадкой на ближней границе района посадки. 1 - коридор входа; 2 - траектория баллистического спуска; 3 - условная граница атмосферы; 4 - траектория без учета влияния атмосферы; 5 - высота условного перигея; 6 - верхняя граница коридора; 7 - расчетный район посадки; 8 - нижняя граница коридора. Рис. 3. Схема полета автоматической станции «Зонд-6» по трассе Земля - Луна - Земля. 1 - выведение на промежуточную орбиту; 2 - отделение СА; 3 - коридор входа; 4 - траектория управляемого спуска в атмосфере. Рис. 4. Схема маневрирования спускаемого аппарата автоматической станции «Зонд-6» в атмосфере Земли. 1 - отделение спускаемого аппарата от станции; 2 - стабилизация спускаемого аппарата; 3 - границы коридора входа; 4 - участок первого погружения спускаемого аппарата в атмосферу; 5 - условная траектория полета без учета влияния атмосферы; 6 - условная граница атмосферы; 7 - участок внеатмосферного (баллистического) полета; 8 - участок второго погружения в атмосферу и посадки в расчетный район. Рис. 5. Схема облета и фотографирования Луны автоматической станцией «Зонд-6». 1 - начало первого сеанса фотографирования; 2- начало второго сеанса фотографирования 3 - перицентр. Рис. 6. Схема сближения и причаливания спутников «Космос-212» и «Космос-213». Рис. 7. Космический корабль «Союз». 1 - рабочее место космонавта; 2 - приборно-агрегатный отсек; 3 - панель солнечной батареи; 4-кабина космонавта; 5 - место для отдыха; 6 -- входной люк; 7 - орбитальный отсек.

Рис. 8. Фотография восточного края Луны и планеты Земля, сделанная автоматической станцией «Зонд-6». 1 - край Луны; 2 - планета Земля 3- кратер Штернберг; 4 - кратер Лоренц; 5 - кратер Ланжевен; 6 - кратер Рынин; 7 - кратер Бюффон. Рис. 9. Фотография Луны, сделанная автоматической станцией «Зонд-6». 1 - океан Бурь; 2 - кратер Аристарх; 3 - кратер Кеплер 4 - кратер Коперник; 5 - цирк Гримальди; 6 - цирк Риччоли; 7 - море Влажности; 8 - кратер Бюрги; 9 - море Восточное; 10 - море Весны; 11 - море Осени; 12 - хребет Рук; 13 - хребет Кордильеры; 14 - кратер Бюффон 15 - кратер Штернберг; 16 - кратер Кондратюк; 17 - кратер Кибальчич; 18 - кратер Ланжевен. Рис. 10. Крупномасштабная фотография лунной поверхности (невидимая с Земли часть поверхности Луны), сделанная автоматической станцией «Зонд-6» 1 - кратер Братья Вавиловы; 2 - кратер Ловелл; 3 - кратер Этвеш; 4 - кратер Ван Гу. Рис. 11. Фотография Земли сделанная автоматической станцией «Зонд-5». Рис. 12. Ракета-носитель с космическим кораблем «Союз» на стартовой установке.

19 апреля была выведена на орбиту вокруг Земли астрономическая обсерватория - ИСЗ «Космос-215». Научные приборы спутника регистрировали излучение горячих звезд в различных диапазонах волн - от видимой части спектра до ультрафиолетовой с длиной волны 1225Ằ, излучение в спектральной области от 0,5 до 5Ằ и солнечное излучение, рассеянное в верхней атмосфере Земли. Результаты научных наблюдений передавались на Землю радиотелеметрической системой спутника.

При отделении от последней ступени ракеты-носителя ИСЗ приобретает вращение с периодом от нескольких секунд до десятков секунд. Возмущающие силы, действующие на него в полете, стремятся дополнительно закрутить спутник. Для создания условий работы научным приборам необходимо было замедлить вращение спутника примерно в 100 раз. С этой целью на ИСЗ «Космос-215» была установлена магнитная система успокоения, которая в течение всего времени активного существования поддерживала вращение спутника на достаточно постоянном уровне - один оборот за 40-60 мин. Химические источники тока обеспечили нормальную работу спутника в период более одного месяца.

Выведенный на орбиту 23 сентября ИСЗ «Космос-243» представлял собой автоматическую радиоастрономическую обсерваторию в космосе. На спутнике впервые в мире был осуществлен глобальный эксперимент по измерению теплового радиоизлучения Земли и ее атмосферы. Научная аппаратура спутника включала чувствительные приемники теплового радиоизлучения в диапазоне волн от 8 мм до 9 мм с антеннами, направленными на Землю. Приемники и антенны во многом аналогичны наземным радиотелескопам и отличаются от них полной автоматизацией. На спутнике был установлен также узкополосный приемник инфракрасного излучения. Наклонение орбиты к плоскости экватора позволяло обследовать полярные районы земного шара вплоть до 71° с. и ю. ш. Результаты измерений накапливались в запоминающем устройстве и передавались на Землю радиотелеметрической системой при прохождении спутника над территорией СССР. Измерения теплового радиоизлучения весьма важны для определения параметров атмосферы.

Известно, что радиоволны сантиметрового диапазона достаточно хорошо проникают через облака, совершенно непрозрачные для видимого и инфракрасного излучений. Это позволяет определять температуру поверхности сквозь преграду облаков и осадков. Волны миллиметрового диапазона заметно поглощаются капельками воды. Поэтому по спектру излучения в этом диапазоне волн можно не только обнаружить облака и осадки, но и измерить содержание капельной воды, обнаружить очаги интенсивных осадков, скрытые мощными облаками. В сантиметровом и миллиметровом диапазонах находятся резонансные линии поглощения водяного пара. Измеряя интенсивность радиоизлучения на соответственно выбранных волнах, можно определить содержание водяного пара, т. е. влажность воздуха.

Наиболее полные данные по определению параметров атмосферы были получены при полете спутника над океанами. Это обстоятельство особенно ценно, так как сведения об атмосфере именно над океанами в настоящее время весьма скудны. Между тем роль излучаемой океанами энергии в образовании гигантских циклонов, определющих погоду на планете, очень велика. Кроме того, по собственному радиоизлучению над океаном легко определить наличие льда на поверхности воды.

За первые сутки полета ИСЗ «Космос-243» надежно определил границу сплошных льдов вокруг Антарктиды. За короткий срок были получены меридиональные разрезы температуры поверхности воды в Тихом океане от Берингова моря до Антарктиды. Одновременное измерение излучения на различных волнах сантиметрового и миллиметрового ради о диапазонов и использование инфракрасного излучения позволили получить весьма обширные данные об атмосфере и поверхности Земли.

Проведенный на спутнике «Космос-243» эксперимент свидетельствует, что в недалеком будущем измерения теплового радиоизлучения Земли будут широко использоваться для исследования процессов, происходящих в атмосфере, в океанах, при анализе метеорологической обстановки - при долгосрочном прогнозировании погоды и состояния моря.

20 декабря, для проведения комплексного эксперимента по изучению верхней атмосферы Земли и природы полярных сияний, был выведен на орбиту ИСЗ «Космос-261». Научная аппаратура спутника осуществляла измерение характеристик геоактивных корпускул -электронов и протонов, вызывающих полярное сияние, и вариаций плотности верхней атмосферы во время полярных сияний. Одновременно со спутником проводились координированные наземные наблюдения на геофизических станциях социалистических стран: НРБ, ВНР, ГДР, ПНР, СРР, СССР и ЧССР. Программа наземных геофизических наблюдений включала изучение характеристик ионосферы путем вертикального ионосферного зондирования, измерение поглощения радиоволн в ионосфере, изучение внезапных ионосферных возмущений. Исследования в полярных широтах включали также измерения вариаций магнитного поля Земли, земных токов, фотографические, спектральные, электрофотометрические и радиолокационные наблюдения полярных сияний. Кроме того, проводились наблюдения за эволюцией орбиты спутника с целью расчета плотности атмосферы, особенно во время магнитных бурь и полярных сияний. Эксперимент, осуществлявшийся с помощью спутника «Космос-261», является важным шагом в практическом выполнении программы сотрудничества социалистических стран в исследовании физических свойств космического пространства.

25 октября на орбиту ИСЗ был выведен беспилотный космический корабль «Союз-2». При прохождении его в зоне над космодромом 26 октября в 11 час. 34 мин. стартовал космический корабль «Союз-3», пилотируемый летчиком-космонавтом Георгием Тимофеевичем Береговым.

После отделения от последней ступени ракеты-носителя корабль «Союз-3» осуществил радиопоиск и «захват» корабля «Союз-2» и начал сближаться с ним. Этап сближения до расстояния 200 м был осуществлен автоматической системой, последующие маневры по сближению до расстояния в несколько метров проводил космонавт Г. Т. Береговой. Затем космические корабли «Союз-2» и «Союз-3» разошлись на расстояние 565 км, а 27 октября было осуществлено повторное сближение.

После сближения корабли вышли на орбиты с параметрами:

По окончании совместных экспериментов корабль «Союз-2» совершил посадку в заданном районе территории СССР 28 октября. В ходе дальнейшего полета космонавт Г. Т. Береговой продолжал проводить научные эксперименты, проверял различные режимы ориентации корабля, 28 октября на 36-м витке осуществил с помощью ручного управления ориентацию корабля в пространстве и включил двигательную установку. В результате корабль перешел на орбиту с параметрами: период обращения - 88,8 мин.; высота в апогее- 244 км; высота в перигее - 199 км; наклонение 51,7°. Выполнив программу полета, корабль «Союз-3» приземлился в расчетном районе в 70 км севернее Караганды. Спуск кораблей «Союз-2» и «Союз-3» в атмосфере был управляемым с использованием аэродинамической подъемной силы.

Многоместные космические корабли «Союз» (рис. 7, рис. 12) предназначены для выполнения программы научных и технических исследований и экспериментов на орбите спутника Земли. Корабль «Союз» состоит из кабины пилота - спускаемого аппарата, орбитального и приборно-агрегатного отсеков. В кабине пилота космонавты находятся при выведении корабля на орбиту, при маневрировании на орбите и спуске на Землю. В кабине установлены: кресла космонавтов, пульт управления, средства радиосвязи, аппаратура обеспечения жизнедеятельности и система управления спуском. В специальных контейнерах размещаются основная и запасная парашютные системы. Пульт управления космическим кораблем установлен непосредственно перед пилотом (командиром корабля). На пульте расположены приборы для контроля работы систем и агрегатов корабля, навигационное оборудование, телевизионный экран и клавишные переключатели для управления бортовыми системами. Рядом с пультом на специальном иллюминаторе установлен оптический визир-ориентатор. По бокам кресла пилота размещены две ручки управления. По левому и правому борту имеются иллюминаторы для визуального наблюдения, киносъемки и фотографирования. В кабине установлены контейнеры с запасами пищи и воды. Кабина - спускаемый аппарат (СА) покрыта снаружи слоем тепловой защиты. На корпусе СА смонтированы микродвигатели системы управления спуском и двигатели иягкой посадки. Кабина пилота связана с орбитальным отсеком герметически закрывающимся люком.

Орбитальный отсек является лабораторией для проведения наблюдений и исследований космического пространства, местом отдыха космонавтов, а также играет роль шлюзовой камеры при выходе космонавтов в открытый космос и при возвращении в корабль. В орбитальном отсеке размещаются: агрегаты системы жизнеобеспечения, аппаратура управления и связи, научные приборы, телекамера, кинофотоаппаратура, скафандры, продукты питания, аптечка и предметы гигиены. Отсек имеет четыре иллюминатора, через которые могут проводиться научные наблюдения и фотографирование; бытовое оборудование создает комфортабельные условия для отдыха космонавтов. Суммарный внутренний объем спускаемого аппарата и орбитального отсека составляет 9 м³. Во время полета в корабле можно находиться в легкой одежде без скафандров благодаря высокой надежности и герметичности конструкции корабля. Посадка экипажа в корабль перед стартом осуществляется через входной люк орбитального отсека. Приборно-агрегатный отсек предназначен для размещения основной бортовой аппаратуры и двигательной установки. В герметичной приборной части отсека сосредоточены агрегаты системы терморегулирования, системы электропитания, аппаратура дальней радиосвязи и радиотелеметрии, приборы системы ориентации и управления движением со счетно-решающими устройствами. В негерметичной части отсека расположена двигательная установка, включающая два жидкостных реактивных двигателя: основной и дублирующий с тягой по 400 кг каждый. Двигательная установка предназначена для выполнения коррекций орбиты корабля с изменением высоты в апогее до 1300 км, дальнего сближения при встрече с другим кораблем и торможения для схода с орбиты при возвращении на Землю. Для выполнения разворотов при ориентации и координатных перемещений корабля при маневрировании вблизи другого корабля на отсеке установлена система двигателей малой тяги. Снаружи приборно-агрегатного отсека установлены также: радиатор системы терморегулирования, датчики системы ориентации, панели солнечной батареи с полезной площадью ~ 14 м² и антенно-фидерные устройства бортовых радиосистем корабля. На участке выведения на орбиту корабль защищен от воздействия аэродинамических и тепловых нагрузок головным обтекателем. В это время панели солнечной батареи и антенны находятся в сложенном положении. Обтекатель сбрасывается после прохождения плотных слоев атмосферы.

Управление космическим кораблем «Союз» осуществляется системой ориентации и управления движением. Эта система обеспечивает ориентацию корабля в пространстве, стабилизацию при работе двигателей и управление кораблем при коррекции его орбиты, сближении с другим космическим кораблем и маневрирование на этапе причаливания. Система может работать как в автоматическом режиме, так и в режиме ручного управления, и включает: датчики ориентации (ионные, инфракрасные, оптические), оптический визир - ориентатор космонавта, гироскопические приборы и электронные счетно-решающие устройства, радиотехническую аппаратуру поиска и наведения, систему исполнительных органов - микродвигателей и две ручки управления кораблем. Одна ручка служит для управления линейными перемещениями корабля, вторая - для управления разворотами корабля. При управлении кораблем на этапе сближения космонавт использует для наблюдений оптический визир и внешние телекамеры. Информацию об относительной дальности и скорости сближения космонавт получает от специальных индикаторов, установленных на пульте управления. Для облегчение взаимной ориентации при маневрировании в процессе сближения корабли «Союз» снабжены специальными ориентирами и световыми маяками. Энергоснабжение бортовой аппаратуры осуществляется централизованной системой электропитания. Для обеспечения постоянного освещения панелей солнечной батареи предусмотрен режим их ориентации на Солнце за счет придания кораблю вращения относительно оси, направленной на Солнце, со скоростью несколько градусов в секунду.

Комплекс радиотехнических средств корабля обеспечивает: определение параметров орбиты, прием команд с Земли, двустороннюю радиотелефонную и телеграфную связь космонавта с Землей в различных диапазонах волн, передачу на Землю телевизионного изображения из отсеков корабля и внешней обстановки, наблюдаемой космонавтом. Бортовая телевизионная система имеет 4 камеры (две в отсеках корабля и две снаружи) и обеспечивает доброкачественную передачу телевизионного изображения нормального стандарта (625 строк при 25 кадрах в секунду) с возможностью непосредственной передачи в наземную телевизионную сеть. Космический корабль «Союз» оснащен системой автоматической стыковки, которая дважды была проверена при парных полетах ИСЗ серии «Космос». Управление бортовыми системами корабля может проводиться космонавтом с пульта, а также автоматически - по командам с Земли. Нормальные физиолого-гигиенические условия для экипажа корабля обеспечиваются комплексом систем жизнеобеспечения.

Система регенерации работает автоматически и поддерживает в обитаемых отсеках газовый состав, подобный атмосфере у поверхности Земли. Эта же система поглощает вредные примеси, выделяемые в атмосферу человеком. Система терморегулирования поддерживает в отсеках корабля необходимые температуру и влажность. Космонавт по своему желанию может регулировать уровень температуры и влажности в кабине пилота и орбитальном отсеке.

Оборудование корабля позволяет выполнять полностью автономный полет без участия наземного командного комплекса. Продолжительность полета корабля «Союз» определяется программой конкретного полета и соответствующими запасами пищи, воды и рабочего тела в системе регенерации. На кораблях «Союз» возможно осуществление полетов продолжительностью до 30 суток. Конструкция корабля «Союз» обеспечивает безопасность экипажа от космической радиации.

В конструкции и системе управления спускаемого аппарата корабля «Союз» применен принцип спуска с использованием аэродинамической подъемной силы, что позволяет снизить перегрузки, действующие на экипаж при спуске в атмосфере до 3-4 единиц (по сравнению с 8--10 единицами при баллистическом спуске). Кроме того, использование аэродинамической подъемной силы для управления траекторией существенно повышает точность приземления спускаемого аппарата. Возможен спуск и по баллистической траектории. После торможения в атмосфере на высоте около 9 км вступает в действие парашютная система. Непосредственно перед приземлением на высоте около 1 м срабатывают тормозные пороховые двигатели мягкой посадки. Управление работой комплекса средств приземления осуществляется специальной автоматикой. Для обеспечения поиска после приземления спускаемый аппарат оборудован радиосистемами позволяющими осуществлять его пеленгацию на участке парашютирования и после приземления или приводнения.

Полет беспилотного корабля «Союз-2» и корабля «Союз-3», пилотируемого космонавтом Г. Т. Береговым, подтвердил правильность технических решений, принятых при создании пилотируемого космического корабля нового типа с широкими маневренными возможностями. Полет продемонстрировал также рациональность конструкции и надежность его бортовых систем. Космонавтом Г. Т. Береговым выполнен большой объем научных исследований и наблюдений. В частности, во время полета летчик-космонавт проводил наблюдения звездного неба и Земли, светящихся частиц, тайфунов, циклонов, лесных пожаров, фотографировал облачный и снежный покров земной поверхности, дневной и сумеречный горизонты Земли, проводил медико-биологические исследования.

21 апреля, 5 июля и 5 октября были осуществлены запуски очередных спутников связи «Молния-1» для обеспечения эксплуатации системы дальней телефонно-телеграфной радиосвязи и передачи программ Центрального телевидения на пункты сети «Орбита», расположенные в районах Крайнего Севера, Сибири, Дальнего Востока и Средней Азии.

16 ноября выведена на орбиту ИСЗ космическая станция «Протон-4». Вес станции (без последней ступени ракеты-носителя) ок. 17 т. Вес научной аппаратуры станции - 12,5 т. Это крупнейшая в мире автоматическая научная космическая станция из выведенных к этому времени на орбиту вокруг Земли. На борту станции была установлена научная аппаратура для изучения энергетического спектра космических лучей до энергий 10¹⁵ эв и химического состава космических лучей до энергий 10 ¹³-10¹⁴ эв; измерения вероятности столкновения частиц космических лучей с атомными ядрами мишеней (водород, углерод, железо) в диапазоне энергий 10¹¹-10¹² эв; изучения динамики столкновения частиц космических лучей с атомными ядрами мишеней при энергиях 10¹³-10¹⁴ эв; поиска в первичных космических лучах частиц с дробным электрическим зарядом (кварков); измерения интенсивности и энергетического спектра электронов высокой энергии. Научная аппаратура станции «Протон-4» радикально отличается от научной аппаратуры первых трех станций «Протон». В аппаратуре станции «Протон-4» реализован более совершенный принцип регистрации заряженных частиц, расширен диапазон измеряемых энергий космических лучей. Расширена и программа измерений характеристик ядерных соударений.

В 1968 г. продолжались геофизические исследования путем ракетного зондирования атмосферы. Л. Лебедев.

В 1968 г. за рубежом были выведены на орбиты 61 ИСЗ, в т. ч. 58 американских (пять - «Эксплорер», три - «Аполлон», один - ОGO, четыре - серии OV-1, один - серии OV-2, два - серии OV-5, один - серии LES, восемь - для военной системы связи IDCSP, один - серии ATS, два - серии ESSA, один - TETR, один - ОАО, один - для глобальной системы связи INTELSAT-3, 27 - секретные спутники военного назначения) и три (IRIS, «Аврора», «Хеос»), разработанных западноевропейской организацией ESRO *, но запущенных американскими ракетами-носителями.

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

* European Space Research Organisation - Европейская организация по исследованию космоса.

«Эксплорер XXXVI» (табл., № 1). Геодезический спутник, аналогичен спутнику «Эксплорер XXIX» («Геос-1», см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 496), но предназначен для проведения более широкой программы научных исследований. В бортовое оборудование внесены некоторые изменения: модифицирована система терморегулирования; повышена номинальная энергия вспышки четырех импульсных ксеноновых ламп; число кварцевых уголковых отражателей лазерного излучения увеличено до 400; установлен фотоумножитель, регистрирующий уровень лазерного излучения, а также определяющий частоту и характер сцинтилляций, установлен телескоп с фотоумножителем,- он улавливает отраженное излучение уголковых отражателей и преобразует его в электрические импульсы, которые передаются на Землю по телеметрическим каналам; дополнительно установлены два радиолокационных приемоответчика (частота приема 5690 Мгц, передачи- 5765 Мгц), предназначенных для юстировки оборудования, работающего в диапазоне С, на станциях командно-измерительных комплексов (КИК) и Министерства обороны США; установлен пассивный отражатель радиоизлучений в диапазоне С. В проведении экспериментов должны участвовать Франция, ФРГ, Греция, Нидерланды и Швейцария.

«Эксплорер XXXVII» (табл., № 9). Исследовательский спутник, предназначен для исследования рентгеновского и ультрафиолетового излучения Солнца (по совместной программе NASA и Научно-исследовательской лаборатории ВМС). Представляет собой двенадцатигранную призму (рис. 1) высотой 0,68 м с максимальным поперечным размером 0,76 м. На корпусе смонтированы 24 панели с солнечными элементами. Для исследования солнечной радиации используются восемь фотометров, пять из которых передают информацию в реальном масштабе времени, остальные три - с записи. Расчетная орбита спутника круговая, высотой 845 км с наклонением 60°. По заявлению NASA, выход на нерасчетную орбиту (см. табл.) не помешает проведению запланированных экспериментов. До выхода на орбиту спутник имел название SE*-B, которое используется в документах NASA. В документах Научно-исследовательской лаборатории ВМС, которая совместно с NASA разработала этот спутник, он называется Solrad, или SR (Solar Radiation - солнечная радиация), поскольку его задачи аналогичны выполняемым предыдущими спутниками SR (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 496; 1965 г., с. 486; 1964 г., с. 502). Возможно, что он является спутником SR-IX, запуск которого планировался в 1967 г.

«Эксплорер XXXVIII» (табл., № 31). Один из серии спутников RAE**, предназначенных для радиоастрономических исследований (рис. 2). Основной задачей спутника является регистрация галактических радиоизлучений на частотах 1-10 Мгц; низкочастотных радиоизлучений Солнца, Юпитера, магнитосферы Земли, во внутренней области пояса радиации; низкочастотных радиобурь в верхних слоях атмосферы. На спутнике установлены: четыре радиометра с автоматическим переключением частот; приемники спорадических излучений Солнца и Юпитера; два датчика импеданса для определения влияния плазмы, а также деформации стержней на работу антенн; емкостной датчик и электронная ловушка для определения электронной концентрации; два солнечных датчика; два магнитометра; ленточное записывающее устройство и телеметрическое оборудование; буферная батарея; четыре панели с солнечными элементами. Для регистрации радиоизлучений Солнца на спутнике после выхода на орбиту развертывается дппольная антенна длиной 36 м; для регистрации всех прочих низкочастотных радиоизлучений - две V-образные антенны, образуемые стержнями с максимальной длиной 230 м, которые служат также в качестве элементов гравитационной системы ориентации и стабилизации спутника. Стержни антенн образуются путем пропускания через фильеры металлических лент, сматываемых с барабана. Чтобы избежать термической деформации вследствие неравномерного нагрева Солнцем различных сторон стержней, лента перфорирована и имеет серебряное покрытие. Подобным же образом формируется стержень длиной 192 м для демпфирования либрации (на рис. не показан). Спутник был выведен на начальную орбиту с перигеем *** 647 км (расчетная величина 645 км) и апогеем *** 5850 км (6000 км). Предварительно последняя ступень со спутником была раскручена до 92 об/мин. 1 июля при очередном прохождении апогея начальной орбиты был включен бортовой РДТТ, в результате чего спутник перешел на близкую к расчетной круговой орбиту (см. табл.). На такой орбите спутник будет освещен Солнцем в течение 6 месяцев, что должно исключить деформацию стержней из-за перепадов температуры. 8 июля с помощью грузиков на тросах скорость вращения спутника была снижена до 2 об/мин. После ориентации спутника относительно Земли началось выдвижение стержней. К 23 июля было завершено выдвижение стержней, образующих дипольную антенну и штангу для демпфирования либрации, и включение всего комплекта бортовой аппаратуры для радиоастрономических исследований. Стержни V-образной антенны были выдвинуты на 70 м, примерно через две недели еще на 70 м, а в начале октября - до полной длины. Запуск очередного спутника RAE(RAE-B) запланировано провести примерно через полтора года.

* Solar Explorer - солнечный «Эксплорер». Название SE-A по-видимому, имел спутник «Эксплорер XXX» (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 496).

** Radio Astronomy Explorer - радиоастрономический «Эксплорер».

*** Условно принятое в статье сокращение с целью экономии в ее объеме. На самом деле это высота (от поверхности Земли) орбиты в перигее (апогее).

«Эксплорер XXXIX» и «Эксплорер XL» (табл., № 37, 38). Надувной спутник (шар диаметром 3,66 м) ADE * и исследовательский спутник «Инджун-С», оснащенный радиационными детекторами, запущены вместе одной ракетой-носителем. Спутники предназначены для исследования взаимосвязи между плотностью верхних слоев атмосферы и уровнем космической радиации. Это второй совместный запуск спутников ADE (S-56) и «Инджун»; о первом згиуске («Эксплорер XXIV» и «Эксплорер XXV») см. Ежегодник БСЭ 1965 г., с. 490.

* Air Density Explorer - «Эксплорер» для измерения плотности атмосферы.

«Аполлон V» (табл., № 4). Запуск на геоцентрическую орбиту лунного отсека (ЛО) * космического корабля «Аполлон». При запуске был использован образец ЛО, имеющий обозначение LM-I **, предназначенный для летных испытаний (без экипажа) на геоцентрической орбите (рис. 3). На нем было установлено не все штатное оборудование, в частности отсутствовало посадочное шасси (экономия веса). ЛО был оснащен штатной системой наведения с вычислительным устройством (ВУ); программным устройством (ПУ), способным выполнять ряд функций управления полетом; двумя штатными радиолокаторами, один из которых установлен на посадочной ступени *** и предназначен для обеспечения посадки ЛО на Луну, другой - на взлетной ступени***, для обеспечения встречи этой ступени с основным блоком (отсек экипажа + двигательный отсек) корабля «Аполлон» на селеноцентрической орбите. От штатного образца ЛО образец LM-1 отличался также наличием дополнительного телеметрического оборудования, приемоответчика системы траекторных измерений, работающего в диапазоне С, и командной системы дециметрового диапазона. При запуске ставились 33 основные и второстепенные задачи, в частности: испытания двигателей посадочной и взлетной ступеней ЛО в режимах, имитирующих их работу при пилотируемом полете на Луну; испытания системы наведения ЛО; испытания систем, обеспечивающих стравливание за борт остатков топлива последней ступени (ракета S-4B) ракеты-носителя после выхода ее на орбиту (эти испытания проводятся в рамках программы «Орбитал уоркшоп» ****, предусматривающей использование выведенной на орбиту ракеты S-4B в качестве обитаемой орбитальной станции). ЛО был помещен в переходнике, обычно устанавливаемом между ракетой-носителем и основным блоком корабля (ОБК). Поскольку при запуске «Аполлона V» ОБК не устанавливался, переходник снабжался носовым конусом для обеспечения требуемых аэродинамических характеристик.

* В описании корабля «Аполлон IV» (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 519) назван лунной кабиной.

** Lunar Module - лунный модуль.

*** до состоит из двух ступеней: посадочной и взлетной. При старте с Луны посадочная ступень служит как бы стартовым столом для взлетной и остается на Луне.

**** Orbital Workshop - орбитальная мастерская.

Запуск был произведен со стартового комплекса № 37В на мысе Кеннеди. Стартовый вес ракеты вместе с полезной нагрузкой составлял 598,8 т. Последняя ступень с полезной нагрузкой вышла на орбиту (см. табл.). В соответствии с программой, через 54 мин. после старта раскрылся переходник, отделился ЛО и были включены двигатели системы ориентации. На третьем витке по орбите было проведено первое включение двигателя посадочной ступени ЛО, однако он не развил предусмотренной программой тяги и через 4,3 сек. был выключен по команде ВУ системы наведения. В связи с этим руководитель полета принял решение перейти на одну из 12 запасных программ, получившую обозначение MRS *. При этом управление работой двигателей ЛО производилось уже не ВУ системы наведения, а ПУ. В соответствии с программой MRS двигатель посадочной ступени был включен снова. Эксперимент прошел успешно. Затем был включен двигатель взлетной ступени, он проработал 60 сек. и обеспечил отделение взлетной ступени от посадочной. Перед вторым включением двигателя был произведен переход на основную программу и переключение с ПУ на ВУ системы наведения. Одновременно с этим двигателем были включены двигатели системы ориентации, но они начали работать в нерасчетном режиме, в связи с чем были выключены все двигатели. Управление двигателями вновь было передано ПУ, по команде которого двигатели были включены снова. Двигатель взлетной ступени проработал 390 сек. до полного израсходования топлива. Вследствие непрохождения на борт соответствующей команды, двигатели системы ориентации прекратили работу, и стабилизация ступени во время работы ее двигателя не обеспечивалась. В результате ступень на шестом витке сошла с орбиты (согласно программе она должна была находиться на орбите около двух лет) и упала в Тихий океан. Попыток к ее спасению не предпринималось. Согласно заявлению представителей NASA, запуск был успешным на 98%. Отмечается, что успешно прошли испытания: конструкция ЛО, системы терморегулирования, жизнеобеспечения и радиотехническая. После детального анализа результатов было признано, что ЛО достаточно отработан и можно отказаться от повторного беспилотного запуска. Образец ЛО (LM-2), который для этого предназначался, модифицирован для использования его при пилотируемом запуске.

* Minimum Requirement Sequence - минимум необходимых результатов.

«Аполлон VI» (табл., № 13). Второй запуск ракеты-носителя «Сатурн V» и вывод на орбиту ОБК «Аполлон». Основная задача запуска: отработка ракеты-носителя. Второстепенными задачами являлись: испытания бортовых систем штатного ОБК; проверка эффективности теплозащиты отсека экипажа (ОЭ) при входе в атмосферу со второй космической скоростью; проверка эффективности систем спуска и спасения. Эти задачи считались второстепенными, потому что штатный ОБК уже успешно прошел испытания при запуске «Аполлон IV» (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 519), а задачи запуска во многом аналогичны. Предусматривалось, что в случае успешного запуска ракета «Сатурн V» будет признана достаточно отработанной для запуска пилотируемых кораблей «Аполлон».

В качестве полезной нагрузки были установлены штатный образец ОБК «Аполлон» (рис. 9), система аварийного спасения (САС) и экспериментальный макет ЛО (LTA*-2R). Согласно расчетной программе, третья ступень ракеты с полезной нагрузкой выходит на начальную круговую орбиту высотой 185 км. На втором витке двигатель третьей ступени включается вторично, сообщает ей скорость 10,66 км/сек и переводит ее на эллиптическую орбиту с апогеем ~515 000 км (т. н. «траектория полета к воображаемой Луне»). После выключения двигателя ступень с полезной нагрузкой при помощи вспомогательных двигателей разворачивается на 180°. Затем отделяется ОБК, а ступень с переходником, в котором находится ЛО, продолжает полет по этой орбите и примерно через 16 суток возвращается к Земле и входит в атмосферу. Через 2 мин. после отделения ОБК включается его маршевый двигатель, который снижает скорость до 8,58 км/сек и переводит ОБК на эллиптическую орбиту с апогеем ~ 22 000 км. При сближении с Землей маршевый двигатель включается вторично, обеспечивает сход с орбиты и вход ОЭ в атмосферу со скоростью 11,13 км/'сек.

Запуск ракеты-носителя, работа двигательной установки (ДУ) первой ступени (5 ЖРД F-I), отделение ступени и включение ДУ второй ступени (5 ЖРД J-2) прошли нормально. Вследствие неполадок преждевременно прекратили работу два двигателя второй ступени, и от самонастраивающейся системы наведения ракеты поступила команда на продолжение работы остальных трех двигателей вплоть до полного израсходования топлива, а также на увеличение продолжительности работы двигателя третьей ступени (ЖРД 3-2) при его первом включении. При этом было перерасходовано ~10 т топлива. Третья ступень с полезной нагрузкой вышла на нерасчетную начальную орбиту (см. табл.). Вторичное включение двигателя третьей ступени не удалось и было принято решение произвести отделение ОБК. После отделения был включен маршевый двигатель, который перевел ОБК на близкую к расчетной орбиту с апогеем 22 700 км (для этого, поскольку не удалось повторное включение двигателя третьей ступени, ОБК пришлось не тормозить, а разгонять), по которой он обращался в течение ~6 час. Поскольку для перевода на эту орбиту маршевый двигатель проработал на 191 сек. дольше расчетного времени, оставшегося топлива не хватило для разгона ОБК перед входом ОЭ в атмосферу до второй космической скорости, а только до ~ 10 км/сек. ОЭ приводнился в 600 км к северу от Гавайских островов, полет продолжался 9 час. 56 мин. Третья ступень с ЛО осталась на начальной орбите. По расчетам, она должна была прекратить существование примерно через месяц, но неожиданно разрушилась 7 апреля. Согласно заявлению представителей NASA, основные задачи запуска нельзя считать выполненными. Однако после анализа причин различных неполадок, возникавших в полете, пришли к выводу, что для их устранения достаточно сравнительно незначительной модификации ракеты «Сатурн V», после чего ее без дополнительных летных испытаний можно будет использовать для запуска пилотируемых кораблей «Аполлон», отказавшись от предусматриваемого ранее третьего запуска ракеты «Сатурн V» с непилотируемым кораблем. Испытания ОБК и теплозащитного экрана ОЭ считаются полностью успешными.

* Lunar module Test Article - образец лунного модуля для испытаний.

Рис. 1. Спутник «Эксплорер XXXVII» (SE-B). Рис. 2. Спутник «Эксплорер XXXVIII» на орбите (антенны показаны не в масштабе): 1 -- стержень одной из V-образных антенн; 2 - панель с солнечными элементами; 3 - стержень дипольной антенны; 4 - стержень второй V-образной антенны; 5 - корпус спутника. Рис. 3. Лунный отсек космического корабля «Аполлон». 1 - КБ антенна (две); 2 - верхний люк; 3 - дополнительная антенна; 4 - направляющий штырь для обеспечения стыковки; 5 - задний отсек с оборудованием; 6 - блок двигателей системы ориентации; 7 - сопло; 8 - посадочное шасси; 9 - посадочная ступень; 10 - кожух двигателя посадочной ступени; 11 - площадка у переднего люка; 12 - передний люк; 13 - антенна, работающая в диапазоне S; 14 - окно в потолке кабины космонавтов для наблюдения во время стыковки взлетной ступени с основным блоком корабля на селеноцентрической орбите; 15 - антенна радиолокатора, обеспечивающего встречу на орбите; 16 - поворотная антенна, работающая в диапазоне S; 17 - взлетная ступень. Рис. 4. Спутник OV-2-5.1 - антенна системы «Орбис»; 2 - антенна, улавливающая сверхдлинноволновые излучения; 3 - передающие антенны; 4 - управляющее реактивное сопло для раскрутки спутника; 5 - детектор плазмы; 6 - комплект детекторов электронов; 7 - магнитометр; 8 - передатчик системы «Орбис»; 9,10 - электронное оборудование; 11 - электронный спектрометр; 12 - приемная антенна; 13 - детектор излучения Лайман-альфа; 14 - спектрометр; 15 - комплект датчиков («телескоп»); 16 - ограничитель тока; 17 - переключатель, связанный с акселерометром; 18 - электронное оборудование системы 20; 19 - антенна системы «Орбис»; 20 - система, определяющая ориентацию оси вращения спутника относительно Солнца; 21 - датчик; 22 - эталонный магнитометр. Рис. 5. Спутник LES-VI. 1 - «экваториальный» пояс; 2 - дипольные элементы многоэлементной антенны; 3 - телеметрическая антенна; 4 - панель с солнечными элементами; 5 - щелевой элемент многоэлементной антенны. Рис. 6. Спутник IRIS (ESRO-II), установленный на последней ступени ракеты-носителя «Скаут». Рис. 7. Спутник «Хеос I». 1 - теплозащитный экран; 2 - датчик альбедо; 3 - солнечные датчики (сдвоенный блок); 4 - солнечные датчики (строенный блок); 5 - записывающее устройство в системе измерения напряженности магнитного поля; 6 - внутренняя восьмигранная оболочка; 7 - электронная аппаратура в системе измерения напряженности магнитного поля; 8 -наружная 16-гранная оболочка; 9 -датчик электронов; 10 - датчик альфа-частиц; 11 - турникетная антенна; 12 - регулятор давления в баллоне со сжатым азотом; 13 - корпус; 14 - электронная аппаратура в системе регистрации протонов, электронов и альфа-частиц в космических лучах; 15 - солнечные элементы; 16 - контейнер с барием для создания искусственного облака; 17 - панель с солнечными элементами; 18 - датчик в системе регистрации протонов, электронов и альфа-частиц в космических лучах. Рис. 8. Спутник ОАО-II. 1 - балансировочная штанга; 2 - панель с солнечными элементами; 3,4 - звездные датчики; 5 - антенна; 6 - астрономические приборы; 7 - крышка, защищающая астрономические приборы от Солнца. Рис. 9. Основной блок космического корабля «Аполлон» с САС. 1 - юбка РДТТ 30; 2 - рама САС; 3 - верхняя секция корпуса отсека экипажа (перед развертыванием парашютов эта секция отделяется); 4 - колпак защитного чехла, надеваемого на ОЭ и сбрасываемого вместе с САС; 5 - разрывные болты; 6 - тормозные парашюты и «мортирки» для их выбрасывания; 7 - окно для наблюдения в период встречи и стыковки с взлетной ступенью ЛО на селеноцентрической орбите; 8 - амортизаторы кресел космонавтов; 9 - штеккерный разъем на ОЭ; 10 - гибкая юбка защитного чехла; 11 - двигатели ориентации по тангажу; 12, 13 - штеккерные разъемы на двигательном отсеке; 14 - антенна; 15 -трубки «радиатора» системы терморегулирования; 16 - верхняя часть переходника между ракетой-носителем и ОБК (внутри переходника размещается ЛО); 17 - сопло маршевого двигателя; 18 - баки горючего и окислителя для маршевого двигателя; 19 - водородо-кислородные элементы; 20 - панель для монтажа блока 22; 21 - баллон с гелием; 22 - блок вспомогательных двигателей; 23 - двигатели ориентации по крену; 24-двигатели ориентации по рысканию; 25 - оборудование системы ориентации и стабилизации (система SCS); 26 - оборудование системы навигации и наведения; 27 - основные парашюты; 28 - люк для перехода в ЛО; 29 - сопловой блок РДТТ 30; 30 - основной РДТТ САС; 31 - РДТТ для отбрасывания САС; 32 - вспомогательный РДТТ САС; 33 - аэродинамические поверхности САС; 34 - балласт; 35 - датчик ориентации по тангажу и рысканию.

Рис. 10. Отсек экипажа после приводнения (под отсек подведен понтон, на переднем плане видны надувные плоты, с которых космонавтов поднимают на борт вертолета). Рис. 11. Места посадки космических аппаратов «Сервейер» (I, III, V,VI,VII) на Луне (прямоугольником ограничена зона, выбранная для посадки лунного отсека космического корабля «Аполлон»). Рис. 12. Запуск ракеты-носителя «Сатурн I В» с кораблем «Аполлон VII».

«Аполлон VII» (табл., № 50). Первый полет пилотируемого корабля по программе «Аполлон». Был запущен ОБК «Аполлон», на борту находились космонавты Уолтер Ширра (командир), Уолтер Каннингем и Эйзел Дон. Вес ОБК составлял 14,7 т, в т. ч. ОЭ-5,75 т, двигательный отсек (ДО) - 8,95 т. Вес установленной на корабле САС ~ 4 т. Цель полета: отработка операций, проводимых космонавтами, комплексные летные испытания ОБК и наземных средств (КИК, система обработки данных и пр.). Научные эксперименты практически не планировались. Отмечалось, что цель этого полета в основном та же, что и у корабля «Аполлон», который предполагалось вывести на орбиту 21 февраля 1967 г. На этом корабле во время наземных испытаний 27 января 1967 г. возник пожар и экипаж (Вирджил Гриссом, Эдвард Уайт и Роджер Чеффи) сгорел, вследствие чего был большой перерыв в космических полетах, необходимый для внесения существенных изменений в конструкцию и оборудование корабля. Запуск (рис. 12) состоялся 11 октября 1968 г. в 15 час. 02 мин. 45 сек.* (Т - 0).

* Здесь и далее время по Гринвичу.
Вторая ступень ракеты с кораблем вышла на начальную орбиту (см. табл.). В Т + 2 час. 55 мин. космонавты произвели отделение корабля от cтупени и он отдалился от нее на ~ 15 м. Во время группового полета, который длился 15 мин. (по программе 40 мин), Ширра подводил корабль к ступени на расстояние до 1,2-1,5 м. Затем с помощью вспомогательных двигателей ОБК был переведен на другую орбиту, которая дважды корректировалась, чтобы на следующие сутки начать сближение со ступенью с расстояния ~ 150 км. В течение вторых суток полета дважды включался маршевый двигатель, который перевел ОБК на орбиту, «ко эллиптическую»* орбите ступени. C помощью вспомогательных двигателей ОБК подошел к ступени на ~20 м и в течение 20 мин. совершал с нею групповой полет. Затем вспомогательные двигатели перевели ОБК на орбиту с перигеем 226 км и апогеем ~ 300 км. В Т + 45 час. космонавты сняли скафандры и легкие комбинезоны. Начиная с 13 октября космонавты производили различные эксперименты и наблюдения, предусмотренные прогаммой и установили распорядок дня: 16 часов работы, 8 часов отдыха. В период 14-21 октября (четвертые - десятые сутки полета) было проведено 7 сеансов телевизионных передач, в ходе которых космонавты демонстрировали внутреннее yстройство ОЭ, пульт управления, собственные изображения, перемещения в состоянии невесомости, приготовление пищи, ряд операций по управлению ОБК, а также производили съемку через иллюминаторы. Было проведено еще 5 (третье - седьмое включений маршевого двигателя, в результате чего ОБК переходил на другие орбиты. После седьмого включения он вышел на орбиту с перигеем 167 км и апогеем 437 км.

22 октября ОБК, в соответствии с программой, был возвращен на Землю. Для обеспечения схода с орбиты на 164 витке в Т + 259 час. 39 мин. было проведено восьмое и последнее включение маршевого двигателя, который снизил орбитальную скорость на ~ 90 м/сек. Через 2 мин по команде космонавтов начался цикл операций,обеспечивающих отделение ОЭ от ДО. В период входа в атмосферу по командам системы наведения и навигации ОЭ поворачивался по крену для обеспечения необходимого аэродинамического качества. Тормозные парашюты развернулись на высоте 7 км, основные парашюты - на высоте 3 км. ОЭ приводнился в Атлантическом океане в точке с координатами 27°32',5 с. ш. и 64°4' з. д. (расчетн. 27°38'с. ш. и 64°10' з. д.) на расстоянии 12 км от авианосца «Эссекс». Скорость в момент приводнения состовляла 9,8 м/сек. Продолжительность полета составила 10 суток 20 час. 9 мин. 4 сек. Волны в районе приводнения и не сразу отделившиеся парашюты перевернули ОЭ, антенны радиомаяка оказались под водой, в результате чего с отсеком в течение 15 мин. не могли установить связь. Космонавты дали команду на наполнение газом трех баллонов, которые вернули ОЭ в нормальное положение (рис. 10), и связь с ним восстановилась. Сброшенные с вертолета водолазы подвели под ОЭ понтон, космонавты вышли на надувные плоты и по одному в специальной люльке были подняты на борт вертолета, который доставил их на авианосец. Специалисты США очень высоко оценивают результаты полета. Руководитель программы «Аполлон» генерал-лейтенант Филлипс назвал полет самым успешным и безупречным с технической точки зрения и весьма важным шагом в подготовке к высадке космонавтов на Луну. Сообщалось, что в результате этого полета программа «Аполлон» снова вошла в график, предусматривающий высадку космонавтов на Луну до 1970 г.

* Этот термин принят в американской печати для обозначения компланарных эллиптических орбит, anoгеи и перигеи которых лежат на одной прямой на одинаковом расстоянии друг от друга, причем одна орбита расположена внутри другой.

OGO-V (табл., № 8). Спутник-обсерватория, предназначен для геофизических исследований. По конструкции и бортовому оборудованию аналогичен предыдущим спутникам этой серии *. На борту установлены 24 научных прибора, 20 из которых созданы в США, два в Англии и по одному во Франции и Нидерландах. Одна из основных задач запуска - исследование влияния повышенной солнечной активности на физические параметры околоземного пространства. Предусмотрены, в частности, регистрация фотонов высокой энергии в первичных космических лучах, измерение электронной концентрации и температуры в магнитосфере, изучение ударной волны, создаваемой солнечным ветром у Земли, поиск источников гамма-излучений и др. Проведением научных экспериментов руководит Центр Годдарда. Программой предусмотрен запуск шести спутников OGO: трех на эллиптические орбиты с большим эксцентриситетом и наклонением порядка 30°, которые уже запущены (OGO-I, OGO-II и OGO-III) и трех на близкие к полярным орбиты с небольшим эксцентриситетом, из которых уже запущены два (OGO-IV и OGO-V) и планируется запуск еще одного. Первый спутник ОGO был запущен в 1964 г. в период минимальной солнечной активности, последний должен быть запущен в 1969 г. в период максимальной солнечной активности.

* См. Ежегодник БСЭ 1967 г., с. 506; спутник OCO-IV имел некоторые отличия (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 518, 519),

OV-1-13, OV-1-14 (табл., № 14-15). Исследовательские спутники из серии спутников OV-1 (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 518), запущены вместе одной ракетой-носителем.

OV-1-15, OV-1-16 (табл., № 32, 33). Исследовательские спутники из серии OV-1, запущены вместе одной ракетой-носителем. Спутник OV-1-15 имеет форму, обычную для спутников OV-1 (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 522, рис. 6), оснащен приборами для измерения физических параметров верхних слоев атмосферы. Спутник OV-1-16 представляет собой шар диаметром 61 см, оснащен акселерометрами, регистрирующими ускорения по трем осям. Предназначен для определения плотности атмосферы на высотах 150-300 км, что имеет большое значение для расчета траекторий баллистических ракет и орбит спутников.

OV-2-5 (табл., № 44). Относится к исследовательским спутникам серии OV-2, устанавливаемым в качестве дополнительной полезной нагрузки на экспериментальных ракетах-носителях «Титан IIIC». Спутник (рис. 4) предназначен для изучения радиации, возникающей при солнечных вспышках. Вместе с ним одной ракетой-носителем были запущены спутники OV-5-2, OV-5-4 (ERS-21) и LES-V1 (см. ниже). Для вывода спутников на орбиты был использован 11-й запуск ракеты «Титан IIIC». Сначала последняя (третья) ступень с четырьмя спутниками вышла на начальную круговую орбиту высотой - 200 км. Затем двигатели ступени были включены вторично и перевели ее на переходную эллиптическую орбиту, на которой отделился спутник OV-5-2 (см. табл., № 45). В апогее орбиты двигатели ступени были включены третий раз и перевели ее на орбиту, близкую к стационарной, на которой отделились все остальные спутники. В 1965 г. на орбиты были выведены два спутника этой серии (OV-2-1 и OV-2-3, см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 501), однако вследствие неисправностей в последней ступени ракет-носителей они не смогли выполнить своих задач. Разработка спутников OV-2-2 и OV-2-4 была прекращена. Сообщалось, что OV-2-5, последний спутник этой серии, является первым исследовательским спутником, выведенным на близкую к стационарной орбиту.

OV-5-2 (табл., № 45). Исследовательский спутник серии OV-5, предназначен для изучения радиации, возникающей при солнечных вспышках. Бортовая аппаратура обеспечивает регистрацию электронов с энергией от 0,04 до 5 Мэв.

OV-5-4 (табл., № 46). Исследовательский спутник серии OV-5, предназначен для исследования теплопередачи в жидкости в условиях невесомости. О предыдущем запуске спутников серии OV-5 (ERS) см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 516, 517.

LES-VI (табл., № 47). Экспериментальный связной спутник серии LES, предназначен в основном для исследования проблем, связанных с созданием тактической спутниковой системы связи. Имеет цилиндрическую форму (диаметр 1,2 м, высота 1,7 м). На всей боковой поверхности, за исключением «экваториального» пояса, смонтированы солнечные элементы (рис. 5), обеспечивающие электропитание всей бортовой аппаратуры, кроме электронных часов, для которых предусмотрена специальная батарея. По «экватору» расположены 22 оптических и инфракрасных датчика, а также другие устройства. Электронная аппаратура смонтирована на специальной «полке» в центральной части корпуса. На орбите стабилизируется вращением (10 об/мин). Ось вращения перпендикулярна плоскости орбиты, для коррекции ее положения служат две автоматические системы: магнитная и газодинамическая. Магнитная система, обеспечивающая ориентацию с точностью 2°, представляет собой усовершенствованный вариант системы, применявшейся на предыдущих спутниках LES. Вращающий момент создается двумя парами магнитных стержней, перпендикулярных друг другу и оси вращения. Газодинамическая система использует управляющие реактивные сопла, работающие на продуктах разложения аммиака. В автономной системе коррекции орбиты по долготе используются два солнечных датчика, датчик направления на Землю, электронные часы, указывающие истинное солнечное время, и вычислительное устройство. Спутник выведен на орбиту, близкую к стационарной, по командам с Земли он может переводиться в другую точку орбиты, при этом соответствующим образом перенастраиваются солнечные часы.

Задачами запуска являются: 1) Изучение возможности обеспечения устойчивой радиотелефонной и радиотелетайпной связи между несколькими наземными станциями тактической системы связи. Для этого на борту имеется многоэлементная антенна с электронной системой противовращения и круговой поляризацией, состоящая из 8 пар дипольных элементов и 8 пар щелевых элементов. На эту антенну работает приемопередатчик (225-400 Мгц) с передающим устройством мощностью более 120 вт. 2) Определение целесообразности использования в тактической системе связи перспективных радиотехнических средств, работающих в метровом и дециметровом диапазонах, при наличии радиопомех. 3) Изучение радиации. Подобно спутнику LES-IV (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 495), LES-VI регистрирует электроны с энергией от 130 до 2500 кэв. 4) Измерение альбедо Земли. 5) Изучение влияния радиации на солнечные элементы.

IDCSP-19,.... IDCSP-26 (табл., № 21-28). Связные спутники для военной системы связи. Для вывода на орбиты был использован 10-й запуск экспериментальной ракеты-носителя «Титан IIIC». После этого запуска число функционирующих спутников достигло 25. О предыдущих запусках см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 515.

ATS-IV (табл., № 39). Основное назначение - испытание гравитационной системы ориентации и стабилизации. Дополнительные задачи: испытания телевизионной камеры, предназначенной для съемки облачного покрова Земли; испытания цезиевых ионных двигателей; испытания системы, обеспечивающей двустороннюю связь по 600 каналам, и некоторого другого оборудования, предназначенного для установки на перспективных метеорологических, связных и навигационных спутниках. Имеет форму цилиндра (высота 1,83 м, диаметр 1,42 м), оборудован гравитационной системой, ориентации и стабилизации, использующей четыре стержня (макс, длина 37,5 м), образующих косой крест. Угол между каждым стержнем и местной вертикалью может регулироваться в диапазоне 11-31° с помощью специального механизма. Для демпфирования либрации служат два стержня длиной по 13,7 м. Телевизионная камера для съемки облачного покрова может работать как в дневное, так и в ночное время. Каждый снимок охватывает район 1850 X 1850 км. Для охвата всего видимого со спутника диска Земли камера должна сделать 64 снимка, на что потребуется 3 часа. Два испытываемых цезиевых ионных двигателя предназначены для коррекции орбиты (для этого могут также использоваться имеющиеся на борту управляющие реактивные сопла, работающие на продуктах разложения гидразина). Спутник оснащен системой связи сантиметрового диапазона, обеспечивающей передачу информации по радиотелефонным, телевизионным и телеграфным каналам, а также передачу в дискретной форме. В системе электропитания используются 21864 солнечных элемента и две никель-кадмиевые батареи. Согласно программе, вторая ступень ракеты-носителя со спутником сначала выводится на начальную орбиту, по которой обращается 1 час. Затем двигатели ступени включаются вторично и переводят ее на переходную орбиту с высотой апогея 36 000 км, на которой спутник отделяется от ступени. В апогее переходной орбиты включается бортовой РДТТ и спутник переходит на стационарную орбиту над Тихим океаном (107° з. д.). Фактически спутник остался на начальной орбите (см. табл.), так как не включились двигатели второй ступени (ракета «Кентавр») для перевода ее на переходную орбиту. Спутник не был стабилизирован, поскольку на такой орбите система стабилизации не эффективна. Несмотря на это, испытания ионных двигателей были проведены. Съемка облачного покрова не производилась. О предыдущих запусках спутников ATS см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 517.

ESSA-VII (табл., № 40). Метеорологический спутник. В метеорологической системе TOSS (см. Ежегодник 1967 г., с. 504) дополняет спутник ESSA-V, подобен ему по форме и размерам, оснащен двумя телевизионными камерами AVCS и датчиками радиации. Телевизионные изображения облачного покрова и данные о солнечной и земной радиации передаются (1697 Мгц) в реальном масштабе времени и с записи. О предыдущих запусках спутников ESSA см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 515, 516.

ESSA-VIII (табл., № 60). Метеорологический спутник, по форме и размерам подобен предыдущим спутникам ESSA. В системе TOSS дополняет спутник ESSA-VI, оснащен двумя телевизионными камерами системы APT. Изображения облачного покрова передаются (137,620 Мгц) в реальном масштабе времени.

TETR*-II (табл., № 54). Экспериментальный спутник, предназначен для юстировки оборудования станций слежения КИК для корабля «Аполлон» и для тренировки персонала этих станций, в частности будет отрабатываться «передача» корабля «Аполлон» от одной станции слежения к другой. Имеет форму восьмигранника. Запущен в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе с космическим аппаратом «Пионер IX» (см. раздел «Космические аппараты») одной ракетой-носителем. До вывода на орбиту имел название TETR-D**.

* Test and Training Satellite - спутник для испытаний и тренировок. Ранее эти спутники назывались TTS.

** TETR-A использовался для наземных испытаний, TETR-B (TTS-1) выведен на орбиту (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 519), TETR-G предназначен для наземных испытаний.

ОАО-II (табл., № 57). Спутник-обсерватория, предназначен для астрономических исследований. Значительно модифицирован по сравнению со спутником ОАО-I (ОАО-А1), выведенным на орбиту 8 апреля 1966 г. (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., стр. 505, 506) с тем, чтобы предотвратить возникновение неисправностей (в частности, в системе электропитания), которые не позволили спутнику ОАО-1 выполнить свои задачи. Спутник предполагалось вывести на круговую орбиту высотой 771 км с наклонением 35°. Задачи запуска - наблюдения в ультрафиолетовых лучах отдельных звезд и звездных скоплений (для составления карты звездного неба). С помощью бортовых астрономических приборов предполагают, в частности, изучать: хромосферу звезд для определения их активности: красные гиганты и сверхгиганты, такие, как звезда Бетельгейзе; белые карлики; новые звезды; сверхновые звезды; химический состав звезд, в частности содержание гелия с целью выявления возможных ядерных процессов.

Корпус спутника (рис. 8) имеет форму 8-гранной призмы высотой 3 м с максимальным поперечным размером 2,1 м. Размах панелей с солнечными элементами 6,4 м. На борту установлен комплект приборов WEP (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., с. 506), предназначенный для наблюдения отдельных звезд с целью определения состава, плотности вещества и давления, и телескоп («Селескоп») Смитсонианской астрофизической лаборатории, предназначенный для наблюдения звездных скоплений. Объективы приборов WEP и объективы труб «Селескопа» направлены в противоположные стороны, поэтому наблюдения с их помощью проводятся поочередно. Комплект WEP, регистрирующий излучения в диапазоне 1000-3300 Ằ, включает: 1) Четыре телескопа-рефлектора, снабженные тремя сменными фильтрами, для регистрации излучения звезд, два из которых - излучение в районе 2000 Ằ и два - в районе 1200 Ằ; апертура телескопов 203 мм, продолжительность экспозиции (устанавливается по командам с Земли) 1/8; 1; 8 или 64 сек. 2) Телескоп-рефлектор, снабженный четырьмя сменными фильтрами, для регистрации туманностей; диаметр параболического зеркала - 406 мм. 3) Два сканирующих спектрометра с параболическими зеркалами. Данные, полученные от приборов WEP, регистрируются бортовым записывающим устройством в цифровой форме и передаются на Землю по телеметрическим каналам при прохождении спутника в зоне видимости станций слежения. «Селескоп» (227 кг) имеет четыре трубы с апертурой 317 мм. В фокальной плоскости каждой трубы установлена телевизионная камера «Ювикон», предназначенная для получения изображения астрономических объектов в ультрафиолетовых лучах в диапазоне 1050-3000 Ằ. Нормальная продолжительность экспозиции 60 сек., но по команде с Земли ее можно регулировать в диапазоне 6-300 сек. Изображения передаются на Землю в реальном масштабе времени отдельными кадрами с помощью цифрового кода. Считывание кадров от отдельных камер производится поочередно. В течение недели «Селескоп» может наблюдать 1,5% небесной сферы, поэтому, учитывая расчетную продолжительность активного существования спутника 6 -12 месяцев, планировались наблюдения не всей небесной сферы, а только 50 наиболее интересных ее участков.

Система ориентации и стабилизации должна обеспечивать ориентацию астрономических приборов с точностью 1± 0,25 угловой минуты в течение 50 минут, в ней используются шесть установленных на шарнирах звездных датчиков, представляющих собой телескопы-рефлекторы с апертурой 89 мм. Для обеспечения ориентации достаточно двух датчиков, остальные используются в случае затмения звезды-ориентира Землей или Луной, а также для удержания ориентиров при перенацеливании астрономических приборов с одной звезды на другую. Управляющими органами системы являются реактивные сопла, работающие на сжатом азоте. В случае потери звезд-ориентиров спутник автоматически переходит на инерциальное устройство RAPS*, связанное с солнечными датчиками, которые обеспечивают оптимальную ориентацию панелей с солнечными элементами.

Запуск первоначально намечался на 2 октября 1968 г., но неоднократно откладывался из-за различных неисправностей в ракете-носителе. 7 декабря спутник был выведен на близкую к расчетной орбиту (см. табл.) и сразу же ориентирован относительно Солнца с помощью устройства RAPS. 8 декабря были включены два звездных датчика, 9 декабря - остальные четыре. 11 декабря была открыта крышка, защищающая приборы комплекта WEP от Солнца, а через минуту включены эти приборы. Регулярные наблюдения с помощью приборов начались 16 декабря. До середины января 1969 г. спутник выполнил ~ 40 000 команд. В печати отмечалось, что это самый тяжелый и сложный исследовательский спутник, запущенный в США. Информацию от спутника принимают станции слежения в Росмене (США, шт. Северная Каролина), Кито (Экуадор), Сантьяго (Чили), в Австралии и на о. Мадагаскар. Планами NASA предусмотрены запуски еще двух спутников серии ОАО.

* Rate and Position Sensor System - система датчиков скорости и положения.

INTELSAT-3B (табл., №61). Второй* из серии спутников INTELSAT, предназначенных для применения в глобальной системе связи того же названия, которая должна использовать шесть спутников (часть из них запасные), выведенных на стационарную орбиту над Атлантическим, Индийским и Тихим океанами. Каждый спутник должен обеспечивать двустороннюю радиотелефонную связь по 1200 каналам. Ракета-носитель вывела спутник на эллиптическую орбиту с перигеем 270 км и апогеем ~ 36 000 км. Через трое суток при прохождении спутником апогея этой орбиты был включен бортовой РДТТ, обеспечивший перевод спутника на близкую к стационарной орбиту (см. табл.). Позже с помощью бортовых двигателей, предназначенных для коррекции орбиты, спутник был выведен в расчетную точку орбиты над восточным побережьем Бразилии. 24 декабря он был впервые использован для передачи коммерческой телевизионной программы, спустя несколько дней началась регулярная эксплуатация спутника.

*Запуск первого спутника этой серии (INTELSAT-3A) окончился неудачей вследствие неисправности в системе управления ракеты-носителя.

IRIS-I* (табл., № 18). Исследовательский спутник, в создании которого принимало участие несколько западноевропейских стран (головной является английская фирма Hawker Siddeley Dynamics). До вывода на орбиту имел названия F-2 и ESRO-IIB. На орбиту выведен запасной образец спутника ESRO-II, так как основной образец (F-l, ESRO-IIA), запущенный 29 мая 1967 г., на орбиту не вышел вследствие неполадок в двигателе третьей ступени ракеты-носителя. Предназначен для исследования космического и солнечного излучения. Выведен на близкую к полярной солнечно-синхронную орбиту** (см. табл.). Имеет форму 12-гранной призмы (рис. 6) высотой 0,85 м и максимальным поперечным размером 0,75 м. Силовой элемент конструкции - цилиндр с двумя полками для монтажа оборудования и каркасом для крепления панелей с солнечными элементами, теплозащитных экранов и днищ со специальным покрытием, через которые производится отвод тепла (пассивная система терморегулирования). На борту установлено семь комплектов научных приборов: протонный телескоп, состоящий из четырех детекторов, для регистрации протонов (1-100 Мэв) в основном солнечного происхождения и альфа-частиц (5-45 Мэв и 45-75 Мэв); два счетчика Гейгера-Мюллера для регистрации электронов (до 1 Мэв) и протонов (до 15 Мэв) в околоземном пространстве; телескоп, состоящий из двух сцинтилляционных счетчиков, двух пропорциональных счетчиков и счетчика Черенкова, для изучения изменения интенсивности потоков протонов и альфа-частиц при одинаковой магнитной жесткости (0,4-0,8 Гэв); газовый счетчик Черенкова, свинцовый сцинтилляционный счетчик и три фотоумножителя для регистрации электронов (в диапазоне Гэв) и протонов (>300 Мэв) в основном галактического происхождения; спектрометр, состоящий из пяти газонаполненных пропорциональных счетчиков, для регистрации рентгеновского излучения (1-20 Ằ); два блока детекторов, содержащих по два пропорциональных счетчика, для регистрации мягкого рентгеновского излучения (44-60 Ằ) солнечного происхождения; три детектора для регистрации протонов (35-1000 Мэв) галактического и солнечного происхождения и альфа-частиц (140-1200 Мэв). В системе электропитания используются 3500 солнечных элементов и никель-кадмиевые батареи. На орбите спутник стабилизируется вращением. Для нормальной работы научных приборов скорость вращения должна быть 15-40 об /мин. В момент отделения от ступени эта скорость составляла около 170 об /мин, для ее снижения использовались два грузика (~100 г) на тросах, которые затем отделились. Для поддержания скорости в заданных пределах служит управляющее реактивное сопло, работающее на сжатом азоте. Ось вращения спутника не должна отклоняться от направления на Солнце более чем на 10°. Заданная ориентация обеспечивается магнитной системой, использующей в качестве чувствительных элементов магнитометр и три солнечных датчика. На борту имеется также система демпфирования прецессии и нутации. Командный приемник, рассчитанный на прием 36 команд, работает на частоте 148,25 Мец, один телеметрический передатчик-на частоте 136,89 Мгц, второй - 136,05 Мгц. Приемник и передатчик используют 4 штыревые антенны.

* International Radiation Investigation Satellite - международный спутник для исследования радиации.

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

«Аврора»* (табл., № 48). Исследовательский спутник, в разработке которого принимали участие Англия, Бельгия, Дания, Испания, Италия, Нидерланды, Франция, ФРГ, Швейцария и Швеция. До вывода на орбиту имел название ESRO-I. Основное назначение- изучение геомагнитных явлений над полярными областями Земли в период максимальной солнечной активности. Корпус спутника цилиндрической формы (высота 1,53 м, диаметр 0,76 м), на нем смонтированы антенна и несколько развертывающихся на орбите стержней для выноса научных приборов. На борту установлены три группы научных приборов: 1) Приборы для регистрации тяжелых частиц в космических лучах.

2) Фотометры для исследования полярных сияний.

3) Зонд Ленгмюра для определения электронной и ионной концентрации и температуры. Для слежения за спутником и приема от него телеметрической информации используются созданные ESRO станции слежения системы ESTRACK, французские станции, принадлежащие CNES**, и американские системы STADAN. Управление спутником осуществляет Центр ESOC***, находящийся в Дармштадте (ФРГ).

* Не путать со спутником «Аврора I», запущенным 29 июня 1967 г. (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 518).

** Centre National d'Etudes Spatiales - Национальный центр по исследованию космоса.

*** European Space Operation Center - Европейский Центр работ в космосе.

«Хеос I» (табл., № 56). Исследовательский спутник, разработанный организацией ESRO (головная фирма Junkers Flugzeug- und Motorenwerke), предназначен для исследования энергетического спектра заряженных частиц в космических лучах, солнечного ветра и измерения напряженности межпланетного магнитного поля. Корпус спутника имеет форму 16-гранной призмы (рис. 7) высотой 0,79 м и максимальным поперечным размером 1,3 м. Общая высота спутника (с учетом длины стержня, на котором вынесен магнитометр) 2,4 м. Система электропитания включает 8576 солнечных элементов (43 вт), смонтированных на 16 боковых панелях, и серебряно-кадмиевую батарею емкостью 5 а-час (28 в). Пассивная система терморегулирования должна обеспечивать во внутренней 8-гранной оболочке спутника температуру от -15° до + 20° С, а на панелях с солнечными элементами от -100° до + 5°С. В системе связи используются телеметрический передатчик (136 Мгц; 5,5 вт), командный приемник (148,25 Мгц} и крестообразная турникетная антенна. Бортовая командная система рассчитана на 70 команд. На орбите спутник стабилизируется вращением (10 об /мин), причем соответствующие бортовые устройства позволяют изменять ориентацию оси вращения, что дает возможность регистрировать с помощью магнитометра различные компоненты напряженности магнитного поля. На борту установлены три реактивных сопла, работающих на сжатом азоте (250 ат), два из которых обеспечивают раскрутку спутника, а третье - изменение положения оси вращения. Расчетная продолжительность активного существования спутника ~1 год. Для слежения за спутником используются станции, расположенные на Бермудских островах, на полигоне Куру (Французская Гвиана), в Претории (ЮАР), в Реду (Бельгия) и Фэрбенксе (Аляска).

18 марта 1969 г. по команде станции слежения в Реду от спутника отделился и через 2 час. 42 мин. был подорван контейнер, содержащий смесь бария и окиси меди, в результате чего образовалось лилово-зеленое облако протяженностью 3000 км, по наблюдению которого предполагают определить некоторые параметры магнитного и электрического полей в околоземном пространстве. Отмечается, что по своим задачам «Хеос I» близок к американским ИСЗ IMP (см. Ежегодники БСЭ: 1968 г., с. 518, табл., № 36; 1967 г., с. 506, табл № 51; 1966 г., с. 496, табл., № 42; 1965 г., с. 487, табл № 45; 1964 г., с. 499, табл., № 46).

В 1968 г. в США запущены три космических аппарата: один - типа «Сервейер», один - типа «Пионер» и один - типа «Аполлон».

«Сервейер VII» («СервейерG»). Основные задачи полета: мягкая посадка на Луну; исследование рельефа Луны с помощью телевизионной камеры (ТВК); исследования механических свойств лунного грунта с использованием ковша-захвата; исследование химического состава грунта с помощью альфа-анализатора и магнитов. В отличие от предыдущих космических аппаратов (КА). «Сервейер», предназначавшихся для исследования лунной поверхности в предполагаемом районе посадки лунного отсека корабля «Аполлон», этот КА предназначался для исследования поверхности вне этого района. Для исследования был выбран район кратера Тихо (материковый район), находящийся вдалеке от лунного экватора, вдоль которого расположена зона (морской район), выбранная для посадки ЛО (рис. 11), что позволило бы обнаружить возможное различие в «геологическом» строении этих районов, а также вести съемку при существенно ином угле падения солнечных лучей. Стартовый вес КА -1037 кг, а на Луне - 286 кг. На борту установлены: панорамная ТВК; ковш-захват; альфа-анализатор; магниты (по одному прямоугольного сечения на двух опорах шасси и два U-образной формы на нижней поверхности ковша-захвата). Отмечается, что это первый КА «Сервейер», оснащенный всеми перечисленными приборами и устройствами для научных исследований. Было также установлено дополнительное зеркало, что позволило получать стереоскопические пары снимков. Запуск был осуществлен 7 января 1968 г. в 6 час. 36 мин. Вторая ступень ракеты-носителя («Атлас-Кентавр») с КА сначала была выведена на промежуточную орбиту, после чего (в Т + 34 мин. 38 сек.) двигатели ступени были включены вторично и перевели ее и КА на траекторию полета к Луне. 7 января в 23 час. 30 мин. с помощью верньерных двигателей была проведена коррекция траектории. Второй коррекции не потребовалось. Цикл автоматических операций, обеспечивающих посадку, начался 9 января в 0 час. 24 мин., когда КА находился на расстоянии ~ 1600 км от Луны, сближаясь с ней под углом 36° к местной вертикали. В 1 час. 02 мин. по команде радиолокатора AMR* были включены верньерные ЖРД и тормозной РДТТ. В 1 час. 05 мин. КА совершил посадку в 25 км к северу от кратера Тихо. Скорость КА в момент посадки составляла 3,3 м/сек. Через 42 мин. после посадки были сделаны первые снимки с разверткой 200 строк, а после установки в рабочее положение панели с солнечными элементами и остронаправленной антенны началась передача снимков с разверткой 600 строк. Позже начались эксперименты с использованием ковша-захвата и альфа-анализатора. 20 января КА был облучен с Земли лазером, луч которого регистрировался ТВК аппарата. Этот эксперимент проводился для исследования некоторых проблем лазерной связи. 23 января в 6 час. на участке посадки КА наступила ночь, бортовое оборудование было выключено и включены нагреватели. До этого была получена 21 000 снимков. 12 февраля, через несколько суток после восхода Солнца, была подана команда на включение оборудования и дополнительно получены снимки с разверткой 200 строк (с разверткой 600 строк не удалось). До очередного захода Солнца (20 февраля) проводились дополнительные эксперименты с помощью ковша-захвата и альфа-анализатора.

На основании предварительного анализа результатов научных исследований предполагают, что кратер Тихо образовался примерно миллион лет назад в результате столкновения с метеором диаметром 3 км или с ядром кометы. Состав грунта материкового района примерно такой же, как морского. Содержание кислорода 58 ± 5%, кремния 18,5 ± 3%, алюминия 8 ± 3%, кальция 6 ± 2%, магния 4 ± 3%, углерода 2% и железа 2 ±1 % (значительно ниже, чем в морях). Отмечается, что общее низкое содержание железа и магния опровергает гипотезу о лунном происхождении падающих на Землю метеорных тел.

Запуском КА «Сервейер VII» завершена программа «Сервейер». Всего было запущено семь КА, пять из которых совершили мягкую посадку на Луну (см. рис. 11), передали телевизионные снимки с ее поверхности, произвели исследования механических характеристик и химического состава лунного грунта. О предыдущих запусках КА «Сервейер» см. Ежегодник БСЭ 1968 г., стр. 523, 524. Директор Лаборатории реактивного движения, головной организации по программе «Сервейер», д-р Уильям Пикеринг заявил, что эта программа была одной из наиболее успешных программ США, и в результате была подтверждена правильность инженерных решений, выбранных для конструкции ЛО корабля «Аполлон». Основными научными результатами американские ученые считают: получение более 86 000 телевизионных снимков Луны; определение механических характеристик лунного грунта, в частности его несущей поверхности; определение физических и химических характеристик грунта; уточнение величины либрации Луны. Общий вывод по результатам исследований: «геологическая» эволюция Луны аналогична эволюции Земли - постепенное остывание горячей пластичной массы.

* Altitute Marking Radar - радиолокатор, регистрирующий высоту.

«Пионер IX» («Пионер D»). Космический аппарат для исследования межпланетного пространства. Запущен 8 ноября 1968 г. вместе со спутником TETR (табл., № 54) одной ракетой-носителем «Торад-Дельта». Выведен на гелиоцентрическую орбиту с перигелием -113 млн. км и афелием ~ 150 млн. км; период обращения ~298 суток. Вес - 67 кг, по форме и размерам аналогичен КА «Пионер VIII», запущенному в 1967 г. вместе со спутником TETR-1 (TETR-B) одной ракетой (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 526). Аппарат стабилизируется вращением (60 об /мин), ориентация оси вращения может изменяться с помощью управляющего реактивного сопла, работающего на сжатом азоте. Электропитание обеспечивают 10 368 солнечных элементов. Для терморегулирования используются 20 жалюзи, а также теплоотражающее покрытие на некоторых участках поверхности аппарата. На борту установлено 7 научных приборов: магнитометр для измерения (по трем осям) напряженности межпланетного магнитного поля; детектор плазмы, регистрирующий количество, направление движения, энергию и температуру частиц в солнечной плазме (электроны с энергией 14-1000 эв, положительные ионы с энергией 200-15000 эв); прибор для исследования распространения радиоизлучения; комплект детекторов («телескоп») для исследования энергетического спектра атомных ядер с энергией 1-1000 Мэв; прибор для исследования электрического поля; прибор для регистрации частиц в космических лучах солнечного и галактического происхождения в диапазоне 3-360 Мэв; детектор метеорных частиц весом от 5·10^-5 до 1·10¹² г.

«Аполлон VIII». Первый полет пилотируемого корабля вокруг Луны. Основные задачи полета: 1. Испытания модифицированной ракеты-носителя «Сатурн V». 2. Проверка способности третьей ступени ракеты-носителя обеспечить перевод корабля «Аполлон» с геоцентрической орбиты на траекторию полета к Луне (при запуске «Аполлона VI» этого сделать не удалось; см. раздел ИСЗ, с. 501). 3. Испытания в условиях полета к Луне маршевого и вспомогательных двигателей, системы наведения и навигации, системы связи. 4. Проверка действий экипажа и накопление информации, необходимой для повышения эффективности наземных тренировок. 5. Испытания средств командно-измерительного комплекса (КИК) и поисково-спасательного комплекса (ПСК). 6. Разработка методов более точного определения элементов селеноцентрической орбиты при использовании бортовых навигационных средств в сочетании с наземными средствами траекторных измерений. 7. Телевизионные передачи с борта (6 сеансов) с помощью экспериментальной камеры фирмы RCA. 8. Съемка с помощью двух фотокамер и двух кинокамер. Космонавты должны снимать: лунную поверхность вертикально при большом угле возвышения Солнца для изучения отражающих свойств поверхности; терминатор под некоторым углом для изучения возможности визуального определения характера рельефа; участки, намеченные для посадки ЛО корабля «Аполлон»; участки посадки аппаратов «Сервейер»; элементы рельефа, представляющие научный интерес, в частности лунные моря; поверхность Луны при малой освещенности и в отраженном свете Земли; солнечную корону; Землю с большого расстояния; зодиакальный свет; звездное небо. Предусматривалась также съемка космонавтами друг друга во время проведения операций, что имеет значение для будущих полетов.

Выведенный на селеноцентрическую орбиту космический корабль представлял собой ОБК «Аполлон». Он несколько отличался от корабля «Аполлон VII», в частности был снабжен остронаправленной антенной, модифицированными спальными мешками, подвешенными под двумя крайними креслами, и усовершенствованными амортизаторами кресел, рассчитанными на перегрузки до 8,5. Бортовые запасы рассчитаны на 11 суток. Для каждого космонавта предусматривалось 17 часов бодрствования и 7 часов сна в сутки, причем пилот ОБК и пилот ЛО отдыхают вместе, а командир корабля - в одиночестве. В течение 10 часов каждых суток работают все три космонавта и на эти периоды приходятся основные операции. Прием пищи три раза в сутки, суточный рацион каждого космонавта 2500 ккал. Космонавты стартуют в скафандрах с автономной системой жизнеобеспечения. После выхода на траекторию полета к Луне они их снимают и надевают легкие комбинезоны из тефлоновой ткани (вместо шлема надевается шапочка со шлемофоном), в которых и совершают весь полет. На случай возникновения аварийных ситуаций были предусмотрены запасные программы полета.

Запуск корабля был произведен в расчетное время 21 декабря в 12 час. 51 мин. (Т - 0) ракетой-носителем «Сатурн V» (AS-503) со стартовой площадки А комплекса № 39 на мысе Кеннеди. На борту находились космонавты Фрэнк Борман (командир корабля), Джеймс Ловелл (пилот ОБК) и Уильям Андерс (пилот ЛО). Стартовый вес ракеты-носителя с полезной нагрузкой составлял 2821 т, общий вес полезной нагрузки - 43 815 кг, в т. ч. ОБК - 28 870 кг (ОЭ - 5620 кг, ДО -23 250 кг), САС - 4037 кг, переходник -1882 кг и экспериментальный образец ЛО (LTA-B) - 9026 кг. Третья ступень с кораблем (общий вес на орбите 127 900 кг) вышла на геоцентрическую орбиту с перигеем 179,4 км и апогеем 190,14 км (расчетная орбита круговая высотой 191 км), при полете по которой проводилась проверка бортовых систем. В расчетное время (Т ч+ 2 час. 50 мин. 31 сек.) был повторно включен двигатель ступени, который перевел ее на траекторию полета к Луне. В Т + 3 час. 09 мин. корабль отделился от ступени, развернулся на 180° и некоторое время совершал с ней групповой полет. Космонавты фотографировали отделение переходника и оставшийся на ступени образец ЛО. По завершении группового полета космонавты включили вспомогательные двигатели корабля, которые обеспечили его удаление от ступени. Затем был слит жидкий кислород через основной двигатель ступени и включены ее вспомогательные двигатели. Это обеспечило расчетное приращение скорости (27 м/сек), однако вследствие недостаточного контроля ориентации ступень сблизилась с кораблем до 150-300 м. Было принято решение произвести не предусмотренное программой включение вспомогательных двигателей корабля, чтобы удалить его на безопасное расстояние. Большую часть времени на трассе Земля - Луна корабль ориентировался так, чтобы его продольная ось была под углом 90 ± 20° к направлению на Солнце. Для поддержания заданного температурного режима корабль проворачивался относительно продольной оси со скоростью 0,1 град/сек. В Т + 5 час. 40 мин. была установлена в рабочее положение остронаправленная антенна, которая обеспечила высокое качество связи. В Т 4+ 10 час. 55 мин. (расчетное время Т + 9 час.) на расстоянии ~ 9600 км от Земли была проведена первая коррекция траектории с помощью маршевого двигателя. Задержка коррекции была обусловлена тем, что для проведения ее был использован маршевый двигатель (а не вспомогательные) с целью его испытаний перед включением для перевода корабля на селеноцентрическую орбиту. В Т+ 31 час. 14 мин. на расстоянии 255 000 км от Земли начался первый сеанс телевизионной передачи с борта. Качество изображений кабины и космонавтов было удовлетворительным, а при съемке Земли с помощью телеобъектива - неудовлетворительным. В Т + 55 час. был проведен второй телевизионный сеанс. Качество съемки телеобъективом удалось улучшить, была показана Земля с расстояния 330 000 км. В Т + 61 час. была проведена вторая и последняя коррекция траектории на трассе Земля - Луна (от коррекций, запланированных на Т + 27 час. 30 мин. и Т + 47 час. 11 мин., отказались). В Т + 69 час. 08 мин., когда корабль находился на расстоянии 126 км от Луны, был включен маршевый двигатель, который обеспечил перевод корабля на эллиптическую селеноцентрическую орбиту с периселением 113 км (расчетн. 112 км), апоселением 312 км (315 км) и наклонением к плоскости лунного экватора 12°; период обращения 130 мин. Во время полета по этой орбите космонавты фотографировали поверхность Луны, проводили визуальные наблюдения и навигационные эксперименты. В Т + 71 час. 34 мин. был проведен третий телевизионный сеанс; космонавты показывали Луну. В Т + 73 час. 35 мин., совершив два витка вокруг Луны, космонавты включили (в периселении) маршевый двигатель, который перевел корабль на близкую к расчетной орбиту (расчетная орбита круговая высотой 111 км) с периодом обращения ~2 час. Во время полета по этой орбите космонавты продолжали съемку поверхности Луны и навигационные эксперименты. На шестом витке, в связи с переутомлением экипажа, Борман приказал прекратить все эксперименты. В Т + 85 час. 40 мин. был проведен четвертый телевизионный сеанс; космонавты показывали Луну. В Т + 89 час. 19 мин. 16 сек. на 10-м витке был включен маршевый двигатель для перехода с орбиты на траекторию полета к Земле. Скорость корабля в момент выхода на эту траекторию составляла - 2700 м/сек. На трассе Луна - Земля была проведена только одна коррекция траектории в Т + 104 час., когда корабль находился на расстоянии 310 000 км от Земли. От последующих двух коррекций, запланированных на Т + 119 час. и Т + 144 час., отказались, поскольку корабль двигался практически по расчетной траектории. В Т + 104 час. 24 мин. был проведен пятый телевизионный сеанс; космонавты показывали оборудование кабины, а также Землю. В Т + 127 час. 59 мин. был проведен шестой и последний телевизионный сеанс; была показана Земля с расстояния 180 000 км. По просьбе руководителей полета космонавты выполнили некоторые, не предусмотренные программой задания, в частности фотографировали Землю. В Т + 146 час. 31 мин. были подорваны пироболты, скрепляющие ОЭ с ДО, и последний с помощью вспомогательных двигателей был отброшен назад и в сторону. ОЭ вошел в атмосферу, угол входа 6,43° (расчетный 5,4-7,4°), скорость - 11 073 м/сек, температура на днище достигала 2650°С, в кабине не поднималась выше 21 °С. ОЭ приводнился в заданном районе Тихого океана в 15 час. 51 мин. 11 сек. 27 декабря в 5,4 км от авианосца «Йорктаун». Полет продолжался 147 час. 00 мин. 11 сек. (расчетн. 147 час.). На воде отсек перевернулся днищем вверх, но с помощью надувных шаров-поплавков был установлен в нормальное положение. В 17 час. 13 мин. космонавты были подняты на борт вертолета, который доставил их на авианосец. Средства КИК, обслуживающие полет корабля «Аполлон VIII», включали 14 наземных станций слежения, четыре корабельные станции и шесть специально оборудованных самолетов ARIA. Все эти средства входят в систему MSFN*. Кроме них, для обслуживания полета привлекались станции слежения системы STADAN и Министерства обороны США. Вся информация со станций собирается в Научно-исследовательском центре Годдарда и передается в Центр управления МСС (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., с. 508). Команды из Центра управления на станции слежения передаются через Центр Годдарда. Центр управления обслуживали 1600 человек. Средства ПСК были дислоцированы в районе стартовой площадки; в районах по трассе полета; в основном, а также в запасных районах посадки. Центр управления средствами ПСК находился при Центре МСС (г. Хьюстон, штат Техас). Общая численность персонала, обслуживающего ПСК, составляла ~ 10 000 чел.

* Manned Space Flight Network - сеть (станций слежения) для пилотируемых космических полетов.

Американские космонавты У.Андерс, Дж.Ловелл и Ф.Борман - члены экипажа космического корабля «Аполлон-8».

Руководители программы «Аполлон» считают, что все задачи полета выполнены и он прошел исключительно успешно. Основные достижения: проведение сравнительно детальной разведки лунной поверхности; демонстрация способности человека проводить исследования лунного рельефа с полнотой, недоступной для автоматических аппаратов; некоторое уточнение гравитационных аномалий; демонстрация способности ОБК «Аполлон» и его экипажа совершать сложные космические полеты; получение большого количества ценной информации; резкое увеличение популярности американской космической программы в США и за границей.

Общие затраты на полет корабля «Аполлон VIII» составили 310 млн. долл., в т. ч. на изготовление ракеты-носителя - 185 млн. долл., корабля-55 млн. долл. и на обеспечение полета и пр.- 70 млн. долл.

Лит.: Aeronautical Journal, Aerospace Daily, Aerospace Technology, Aviation Week and Space Technology, Electronic News, Electronics, Flight, Interavia, Interavia Air Letter, Missile/Space Daily, NASA Release, Science News, Sky and Telescope, Spaceflight, Space World, Technology Week.