В 1970 г. состоялись запуски пилотируемого космического корабля «Союз-9», автоматических станций для исследований Луны, Венеры, околоземного и межпланетного пространства. Продолжались запуски искусственных спутников Земли научного и прикладного назначения.

1-19 июня состоялся полет космического корабля «Союз-9». В 18-суточном космическом эксперименте ученые ставили целью исследовать влияние длительного воздействия комплекса окружающих факторов на организм человека и прежде всего проверить его способность активно работать в условиях невесомости продолжительное время. Важно было изучить и процесс перехода человека к условиям земной тяжести.

Программа полета корабля «Союз-9» включала обширный комплекс научно-технических и медико-биологических исследований и экспериментов, начатых при предыдущих космических полетах.

Запуск космического корабля «Союз-9» был осуществлен на космодроме Байконур 1 июня в 22 час.¹ Корабль пилотировали командир корабля А.Г.Николаев и бортинженер канд. технич. наук В.И.Севастьянов. В процессе полета «Союз-9» было выполнено большое количество динамических операций, связанных с осуществлением его ориентации. Как правило, они выполнялись с применением ручного управления. Космонавты провели испытания звездного датчика и оптикоэлектронного прибора, созданного для целей ориентации корабля на Землю при полете над ее затененной стороной. Отрабатывая методы и средства автономной навигации, Николаев и Севастьянов проводили различные измерения, определяли элементы орбиты и рассчитывали необходимые коррекции траектории. Для оперативного решения навигационных задач использовались бортовые вычислительные средства.

¹Здесь и далее - время московское.

Ряд экспериментов был связан с изучением конструктивных характеристик корабля. Космонавты проводили измерения деформаций конструкции, вызываемых условиями вакуума и нагревом Солнца, изучали работу точных механизмов и оптических узлов, испытывали высокоточные иллюминаторы, обеспечивающие надежную работу оптических приборов, оценивали влияние аэродинамических и гравитационных возмущающих моментов на динамические характеристики и управляемость корабля; проводили также испытания различных систем длительного обеспечения жизнедеятельности.

Для изучения возможностей человека нормально жить и работать в условиях длительного космического рейса космонавты выполняли эксперименты по исследованию функций вестибулярного аппарата, динамики артериального давления, внешнего дыхания, характера болевой чувствительности кожи, контрастной чувствительности глаз и сохранения характеристик зрительного аппарата. Изучались также мышечная сила рук И мышечно-суставная чувствительность. С помощью специального кибернетического устройства проводилось исследование динамических функций человека как элемента системы управления. Для построения оптимальных систем жизнеобеспечения и разработки научно обоснованных рационов питания и потребления воды производился подсчет энерготрат космонавтов во время полета.

Большое место заняли эксперименты, имеющие народнохозяйственное значение. На 188-м витке, когда корабль «Союз-9» находился над Индийским океаном, был проведен комплексный эксперимент, в котором, помимо экипажа «Союз-9», участвовали спутник «Метеор» и н.-и. судно «Академик Ширшов». С борта судна были запущены радиозонды для измерений температуры и скорости ветра в разных слоях атмосферы. ИСЗ «Метеор», пролетавший в то же время над этой территорией, передал с высоты ок. 630 км серию телевизионных снимков, а космонавты наблюдали этот район с более низкой орбиты. (Подобный эксперимент был проведен экипажем корабля «Союз-7» в октябре 1969 г.)

Фотографирование Земли совместно с метеорологическими спутниками выполнялось также над Африкой, Атлантическим океаном и над южной частью акватории Индийского океана. В ходе полета космонавты наблюдали за циклонами, фиксировали пыльные бури, сообщали на Землю наблюдения о состоянии погоды в отдельных районах земного шара. Проводилось фотографирование географических и геологических объектов земной поверхности. При комплексном проведении эксперимента в районах Северного Кавказа, Каспийского и Аральского морей, Казахстана и Западной Сибири одновременно с фотографированием с борта «Союз-9» велась фотосъемка тех же объектов с самолетов. Научные эксперименты по исследованию околоземного пространства включали фотографирование горизонта Земли, а также Луны на фоне горизонта Земли. В ходе полета исследовалась яркость различных объектов в визуальной области спектра. Данный эксперимент был поставлен с целью исследования возможности создания новых систем астронавигации. Нужен он и метеорологам для определения верхней границы облаков в целях разработки методики автоматической обработки информации, принимаемой с метеорологических спутников. Всего в ходе полета было выполнено более 50 различных экспериментов, причем каждый выполнялся по нескольку раз.

Корабль «Союз-9» приземлился 19 июня в 14 час 59 мин в 75 км западнее Караганды. Как и ожидали ученые, у космонавтов после длительного пребывания в состоянии невесомости возникли определенные трудности, связанные с приспособлением организма к условиям жизни на Земле. В первые 2-3 дня Николаев и Севастьянов отмечали, что их ощущения аналогичны ощущениям человека, находящегося на центрифуге под действием перегрузки в 2-2,5 ед. Нормализация состояния организма практически завершилась к 10-м суткам пребывания на Земле.

12-24 сентября состоялся полет автоматической станции (АС) «Луна-16» по трассе Земля - Луна - Земля (запуск состоялся 12 сентября в 16 час 26 мин). Полет позволил решить сложнейшую научно-техническую проблему космонавтики - забор образцов лунной породы автоматическими средствами и доставку этих образцов на Землю. Конструктивно АС «Луна-16» (рис. 1) выполнена в виде посадочной ступени (ПС) с грунтозаборным устройством (ГУ), на которой установлена космическая ракета «Луна - Земля» с возвращаемым аппаратом (ВА). Масса станции при посадке на Луну 1880 кг. ПС является унифицированным агрегатом, способным доставлять на Луну автоматические системы с научной аппаратурой различного назначения. Она представляет собой ракетный блок многоцелевого назначения, имеющий жидкостный ракетный двигатель, систему баков с компонентами топлива, приборные отсеки и амортизирующие опоры для посадки на Луну. Двигательная установка ПС состоит из основного двигателя многократного включения с регулируемой тягой для осуществления торможения и двух двигателей малой тяги, работающих на завершающем участке посадки. В приборных отсеках ПС размещены счетно-решающие и гироскопические приборы системы управления, стабилизации, электронные приборы системы ориентации, радиопередатчики и приемники бортового радиоизмерительного комплекса, работающие в нескольких диапазонах длин волн, программно-временное устройство для управления работой всех систем и агрегатов, химические источники электроэнергии и преобразователи тока, элементы системы терморегулирования, автономные радиосредства измерения высоты, горизонтальной и. вертикальной составляющих скорости при посадке на поверхность Луны, а также научная аппаратура для проведения температурных и радиационных измерений как на участке полета к Луне, так и на ее поверхности. На внешних поверхностях ПС установлены антенны бортового радиокомплекса, реактивные микродвигатели систем ориентации и стабилизации, баллоны с запасом рабочего тела для микродвигателей, оптические датчики системы ориентации. При взлете ракеты «Луна - Земля» с лунной поверхности ПС служит стартовым устройством.

Космическая ракета «Луна - Земля» представляет собой ракетный блок с жидкостным реактивным двигателем (ЖРД), системой сферических баков с компонентами топлива. На центральном баке укреплен цилиндрический приборный отсек (ПО), внутри которого установлены электронные счетно-решающие и гироскопические приборы системы управления ракетой, передающие, приемные, дешифрирующие и программно-временные приборы бортового радиокомплекса ракеты, аккумуляторные батареи и преобразователи тока, приборы бортовой автоматики. На внешней поверхности ПО ракеты установлены четыре штыревые приемно-передающие антенны. В верхней части ПО с помощью металлических стяжных лент прикреплен возвращаемый аппарат (ВА) сферической формы, который отделяется от ракеты по радиокоманде при ее подлете к Земле.

ВА (рис. 2) представляет собой металлический шар, на внешней поверхности которого нанесено теплозащитное покрытие, предохраняющее аппарат с установленным внутри него оборудованием от воздействия высоких температур при входе в атмосферу Земли. Внутри ВА разделен на три изолированных отсека. В наибольшем по объему отсеке расположены: радиопеленгационные передатчики, обеспечивающие возможность обнаружения ВА при спуске на парашюте и на Земле, аккумуляторные батареи, элементы автоматики и бортовое программное устройство, управляющее вводом в действие парашютной системы. Во втором отсеке расположены в сложенном виде парашют, четыре упругие антенны пеленгационных передатчиков, два наполняемых газом эластичных баллона, обеспечивающих необходимое положение ВА на поверхности Земли после посадки. Третьим отсеком является цилиндрический контейнер для грунта Луны, взятого с ее поверхности. Контейнер имеет приемное отверстие, герметически закрываемое специальной крышкой после помещения в него лунной породы.

ГУ (рис. 3) установлено на посадочной ступени и состоит из трех основных частей: бурового станка с системой электрических приводов и бурового снаряда; штанги, на которой укреплен буровой станок; приводов, перемещающих штангу в вертикальной и горизонтальной плоскостях. При разработке ГУ особое внимание было уделено решению задачи создания бурового станка, способного осуществить бурение и забор пробы лунного грунта различной плотности - от рыхлого (пылевидного) до твердого, подобного земным базальтам и гранитам.

На ПС «Луны-16» был установлен вымпел, а на ВА - государственный знак (рис. 8).

Выведение АС «Луна-16» на орбиту искусственного спутника Земли было осуществлено более мощной ракетой-носителем по сравнению с ракетами-носителями АС «Луна-9» и АС «Луна-13» (схему полета АС «Луна-16» см. на рис. 4). Максимальная высота над поверхностью Земли промежуточной околоземной орбиты составила 212,2км; наклонение к плоскости экватора 51°36'. Коррекция траектории, выполненная 13 сентября, обеспечила выход станции «Луна-16» в расчетную точку окололунного пространства, из которой благодаря приложенному тормозному импульсу она перешла на круговую селеноцентрическую орбиту высотой 110 км, наклонением относительно плоскости лунного экватора 70° и периодом обращения 1 час 59 мин.

18 и 19 сентября было осуществлено маневрирование в окололунном пространстве, в результате которого станция перешла на эллиптическую орбиту с параметрами: высота в апоселении 106 км, высота в периселении 15 км, наклонение 71°, период обращения 1 час 54 мин. После, проведения траекторных измерений и придания станции необходимой ориентации в расчетной точке орбиты была включена двигательная установка и «Луна-16», сойдя с орбиты, начала ~250-километровый путь над лунной поверхностью до точки посадки. Затем двигатель был выключен - началось вертикальное снижение (рис. 5). На высоте 600 м от поверхности вновь начал работать основной двигатель станции. Режим тяги при этом изменялся в соответствии с выбранной программой управления и поступающей информацией от допплеровского измерителя скорости и радиовысотомера. На высоте 20 м скорость станции была снижена примерно до 2 м/сек. Здесь основной ЖРД был выключен и дальнейшее торможение происходило с помощью двигателей малой тяги. На высоте ок. 2 м по команде от гамма-высотомера они были выключены и 20 сентября в 08 час 18 мин АС «Луна-16» совершила мягкую посадку на поверхность Луны в районе Моря Изобилия. Селенографические координаты места прилунения: 0°41' ю.ш. и 56°18' в.д. Отклонение от расчетной точки посадки составило 1,5 км.

Рис. 1. Автоматическая станция «Луна-16»: 1 - возвращаемый аппарат; 2 - приборный отсек ракеты; 3 - топливные баки ракеты; 4 - управляющие сопла; 5 - приборный отсек посадочной ступени; 6 - двигатель ракеты Луна-Земля; 7 - двигатель посадочной ступени; 8 - топливный бак; 9 - телефотометр; 10 - штанга бурового механизма; 11 - буровой механизм. Рис. 2. Компоновка возвращаемого аппарата станции «Луна-16»: 1 - корпус возвращаемого аппарата; 2 - теплозащита; 3 - крышка парашютного отсека; 4 - парашютный отсек; 5 - контейнер для лунного грунта; 6 - крышка контейнера; 7 - аккумуляторная батарея; 8 - передатчики; 9 - антенный переключатель; 10 - антенны. Рис. 3. Схема грунтозаборного устройства АС «Луна-16». Рис. 4. Схема полета АС «Луна-16». Рис. 5. Схема посадки АС «Луна-16» на Луну. Рис. 6. Общий вид лунного грунта, доставленного станцией «Луна-16». Рис. 7. Основные типы частиц лунного реголита (увеличено): а - изверженные горные породы и отдельные минералы; б - стеклянные шарики, брекчии и спекшиеся частицы; в - остеклованные и ошлакованные частицы. Рис. 8. Государственный знак и вымпел, установленные на АС «Луна-16».

Рис. 9. Автоматический самоходный аппарат «Луноход-1». Рис. 10. Схема автоматического самоходного аппарата «Луноход-1»: 1 - герметичный приборный отсек; 2 - радиатор-охладитель; 3 - солнечная батарея; 4 - иллюминаторы для телевизионных камер; 5 - телефотокамера; 6 - блок колес шасси; 7 - привод остронаправленной антенны; 8 - остронаправленная антенна; 9 - малонаправленная антенна; 10 - штыревая антенна; 11 - изотопный источник тепловой энергии; 12 - девятое колесо; 13 - прибор для определения физико-механических свойств грунта; 14 - оптический уголковый отражатель. Рис. 11. Фрагмент панорамного снимка, выполненного 19 января 1971 г. Рис. 12. Автоматическая межпланетная станция «Венера-7»: 1 - панели солнечной батареи; 2 - датчик астроориентации; 3 - защитная панель; 4 - корректирующая двигательная установка; 5 - коллекторы пневмосистемы с управляющими соплами; 6 - счетчик космических частиц; 7 - датчик постоянной солнечной ориентации; 8 - орбитальный отсек; 9 - радиатор-охладитель; 10 - малонаправленная антенна; 11 - остронаправленная антенна; 12 - блок автоматики пневмосистемы; 13 - баллон сжатого азота; 14 - спускаемый аппарат. Рис. 13. Спускаемый аппарат «Венеры-7»: 1 - парашют; 2 - передающая антенна; 3 - радиопередатчик; 4 - опорное кольцо; 5 - демпфер; 6 - силовой корпус; 7 - блок коммутации; 8 - теплоизоляция; 9 - теплообменник; 10 - крышка парашютного отсека. Рис. 14. Вымпелы., установленные на спускаемом аппарате «Венеры-7».

После прилунения станции был осуществлен комплекс операций, включающих измерение ориентации станции по отношению к местной вертикали, проверку функционирования различных агрегатов и бортовых систем. Далее по команде с Земли ГУ путем сложных манипуляций обеспечило контакт электробура с поверхностным слоем, бурение грунта до глубины 35 см, забор грунта и его доставку в контейнер возвращаемого аппарата.

21 сентября в 10 час 43 мин космическая ракета «Луна - Земля» осуществила автоматический старт с Луны и перешла на траекторию перелета к Земле. 24 сентября, отделившись от космической ракеты, ВА в 08 час 10 мин вошел в плотные слои атмосферы. После аэродинамического торможения по баллистической траектории на высоте 14,5 км была введена в действие парашютная система и в 08 час 26 мин ВА станции «Луна-16» совершил мягкую посадку в расчетном районе, в 80 км ю.-в. Джезказгана. Лунный грунт был передан в Специальную приемную лабораторию АН СССР, где подвергся исследованиям. Общая масса колонки грунта, доставленного «Луной-16», составила 101 г.

Бур был заполнен сыпучим лунным грунтом (рис.6) - реголитом, представляющим собой разнозернистый темно-серый (черноватый) порошок, который легко формуется и слипается в отдельные рыхлые комки. Эта особенность существенно отличает грунт (реголит) от земной бесструктурной пыли; по этому свойству он напоминает влажный песок или комковатую структуру земных почв. Зернистость реголита увеличивается с глубиной; преобладают зерна со средним размером ок. 0,1 мм.

Небольшая часть грунта у забоя, на глубине 35 см, была сложена крупнозернистым материалом - бур коснулся твердой породы или отдельного крупного фрагмента горной породы. Мощность реголита в Море Изобилия, в точке забора лунного грунта, небольшая ~ 35 см и, возможно, достигает 0,5-1 м или несколько более метра. Объемный вес реголита в естественном залегании определен в ~ 1,17 (1,20) г/см³. Путем механического уплотнения его плотность может быть доведена до 2,3 г/см³. Удельная теплоемкость реголита равна 0,177 кал/г·град, а коэффициент теплопроводности в вакууме равен 4,8х10^-6 кал/сек·см·град (при плотности ρ= 2,25 г/см³ и t =20-40°С).

Были изучены и оптические свойства реголита. Нормальное альбедо изменяется от 0,86 в ультрафиолетовой области спектра до 0,126 в ближней инфракрасной области и для видимого света равно 0,107. Такое значение соответствует грунту, несколько более светлому, чем это типично для лунных морей в среднем, но близко к наземным определениям альбедо Моря Изобилия в районе посадки: для Моря Изобилия в среднем альбедо равно 0,69, а в ближайшем районе к месту посадки «Луны-16»-0,105.

Микроскопическое исследование лунного вещества позволило выделить две основные совокупности частиц (рис. 7): частицы первичных магматических поверхностных пород типа базальтов и частицы, подвергшиеся заметным преобразованиям на поверхности Луны. Для первых характерен свежий облик, наблюдающийся на Земле лишь на свежераздробленных образцах неизмененных пород. Они не несут следов окатанности и обладают угловатыми формами. Вторые несут явные следы оплавления - спекшиеся частицы сложной формы, остеклованные с поверхности, заметное количество сферических оплавленных образований - застывших капелек стеклянного и металлического облика.

По химическому составу вещество лунного грунта представляет размельченную горную породу базальтового типа. Сравнительные данные состава реголита и кристаллических пород из трех лунных морей приведены в таблице 1.

Из данных таблицы 1 видно, что наиболее резкое различие в составе пород, доставленных «Луной-16», заключается в низком содержании Ti. Практически оно одинаково с породами Океана Бурь и почти вполовину меньше, чем в Море Спокойствия.

Большой интерес представляют различия в составе реголита и материнской породы того же моря. Эти различия повторяются для трех морей. Соответствия в содержаниях Ti в кристаллических породах и в реголите указывают, что реголит образовался на месте, а не привнесен откуда-то издалека (как пеплы вулканов). Реголит содержит пониженное количество мафических элементов и, следовательно, должен быть более легкоплавким, чем базальтовая порода.

Получены первые определения возраста Луны по Rb/Sf-методу в кристаллической породе и в мелкой фракции реголита, которые дали 4,85·10⁹ -- 4,25·10⁹±0,75-10⁹ лет. Среднее по изохроне 4,45 и 4,65·10⁹±0,5·10⁹ лет. Это свидетельствует, что образцы трех морей очень близки по абсолютному возрасту. Возраст Луны отвечает возрасту Земли. Те же результаты получаются по ²⁰⁶Pb/²⁰⁷Pb-методу.

Из трех морей Луны получены породы одного типа - базальтов. Вариации их состава зависят от условий выплавливания, а реголита - от его несколько различной истории в последующем. Породы Моря Изобилия ближе к составу пород Океана Бурь. По содержанию нейтральных газов в реголите они ближе к реголиту Моря Спокойствия.

20 октября в полет К Луне с возвращением на Землю была направлена АС «3онд-8». Цель эксперимента: проведение физических исследований на трассе полета и в окололунном пространстве; фотографирование Земли и Луны; отработка усовершенствованных бортовых систем, агрегатов и конструкций космических аппаратов. Вывод станции на заданную траекторию полета к Луне был произведен с промежуточной орбиты спутника Земли. 21 октября состоялся сеанс фотографирования Земли с расстояния 65 000 км. В течение первых трех суток полета в сеансах связи со станции передавались телевизионные изображения Земли. 22 октября в 9 час 25 мин, когда станция находилась на расстоянии - 250 000 км от Земли, была выполнена коррекция траектории. В результате осуществленного маневра АС «Зонд-8» перешла на новую траекторию и 24 октября совершила облет Луны при минимальном расстоянии от ее поверхности, равном 1120 км. В районе Луны станция выполнила измерения физических характеристик окололунного космического пространства и фотографировала на цветную и черно-белую пленку лунную поверхность. В целях отработки одного из возможных вариантов возвращения на Землю космических аппаратов вход станции в атмосферу осуществлялся со стороны северного полушария. Совершив баллистический спуск в атмосфере, АС «Зонд-8» 27 октября в 16 час 55 мин приводнилась в заданном районе акватории Индийского океана в 730 км ю.-в. архипелага Чагос.

17 ноября на лунную поверхность в западной части Моря Дождей совершила посадку АС «Луна-17», доставив на нее самоходный аппарат «Луноход-1» (рис. 9). В течение 10 1/2 месяцев проводился уникальный космический эксперимент с использованием лунной транспортной системы для проведения широкого комплекса научно-технических исследований.

АС «Луна-17» состоит из унифицированной посадочной ступени (ПС) и автоматической передвижной лаборатории - лунохода. Как и в полете станции «Луна-16», основными задачами ПС являлись: проведение коррекции траектории полета на участке перелета от Земли к Луне, обеспечение перехода станции на орбиту искусственного спутника Луны, формирование предпосадочной окололунной орбиты и посадка на поверхность Луны. На ПС станции «Луна-17» установлены луноход и складывающиеся трапы для его схода на поверхность Луны.

Автоматический самоходный аппарат «Луноход-1» состоит из двух основных частей: герметичного приборного отсека и колесного шасси (рис. 10). Масса лунохода - 756 кг.

Корпус приборного отсека изготовлен из магниевых сплавов. Его верхняя часть используется как радиатор-охладитель в системе терморегулирования лунохода и закрывается специальной крышкой, выполняющей двойную функцию. В период лунной ночи крышка закрывает радиатор и препятствует излучению тепла из отсека. В течение лунного дня крышка открыта, и элементы солнечной батареи, расположенные на ее внутренней стороне, обеспечивают подзарядку аккумуляторов, питающих бортовую аппаратуру электроэнергией. Крышка может быть установлена на любой угол в пределах 0-180°, что позволяет максимальным образом использовать солнечную энергию. В передней части приборного отсека расположены иллюминаторы для телевизионных камер, электрический привод подвижной остронаправленной антенны, предназначенной для передачи на Землю телевизионных изображений лунной поверхности, малонаправленная антенна, обеспечивающая прием радиокоманд и передачу телеметрической информации, научные приборы и оптический уголковый отражатель.

По левому и правому борту установлены по две панорамных телефотокамеры (причем в каждой паре одна из камер конструктивно объединена с определителем местной вертикали), четыре штыревые антенны для приема радиокоманд с Земли в другом диапазоне частот. Приборный отсек установлен на восьмиколесном шасси, которое обеспечивает передвижение автоматической лаборатории по поверхности Луны. Геометрия ходовой части, удельное давление на грунт, тяговые характеристики шасси, параметры упругой подвески и конструкция опорной поверхности колес позволяют уверенно передвигаться по поверхности с рыхлым, сыпучим слоем грунта, преодолевать крутые подъемы, переезжать через кратеры и препятствия в виде отдельных камней или гряды камней, соизмеримых с размерами ходовой части.

Самоходное шасси обеспечивает передвижение лунохода с двумя скоростями вперед и назад, повороты на месте и в движении. В состав самоходного шасси входят: ходовая часть, состоящая из четырех блоков попарно расположенных колес, блок автоматики, система безопасности движения, прибор и комплекс датчиков для определения механических свойств грунта и оценки проходимости шасси. Каждое из восьми ведущих колес имеет индивидуальный силовой привод и независимую торсионную подвеску. Внутри каждой ступицы колеса расположены электродвигатель, редуктор, тормоз, механизм для отсоединения силового привода, датчики числа оборотов колес и температуры. Поворот лунохода достигается за счет различных скоростей вращения колес правого и левого бортов и изменением направления их вращения. Торможение лунохода осуществляется переключением тяговых электродвигателей шасси в режим электродинамического торможения. Для удержания лунохода на уклонах и для его полной остановки включаются дисковые тормоза с электромагнитным управлением.

Блок автоматики обеспечивает управление движением лунохода по радиокомандам с Земли, измерение и контроль основных параметров самоходного шасси и автоматическую работу приборов для исследования механических свойств лунного грунта. Все управление движением осуществляется с помощью пяти команд движения и команды «стоп». Система управления движением, входящая в блок автоматики шасси, имеет также автоматические устройства для дозированного по времени прямолинейного движения и выполнения поворотов на заданные углы. Система безопасности движения обеспечивает автоматическую остановку лунохода при предельных углах крена и дифферента и перегрузках электродвигателей колес. При необходимости одно или несколько колес могут быть отключены от силового привода. При этом тяговые характеристики самоходного шасси остаются достаточно высокими.

Для подогрева газа, циркулирующего внутри аппарата, служит изотопный источник тепловой энергии. Рядом с ним расположены прибор для определения физико-механических свойств лунного грунта и механизм подъёма и опускания девятого колеса.

В приборном отсеке размещаются передающие и приемные устройства радиокомплекса, приборы системы дистанционного управления луноходом, система электропитания, блоки коммутации и автоматики, приборы системы обеспечения теплового режима, электронно-преобразовательные устройства научной аппаратуры.

Луноход имеет две телевизионные системы. Система малокадрового телевидения, две камеры которой расположены в передней части корпуса, предназначена для передачи на Землю телевизионных изображений местности, необходимых экипажу, управляющему с Земли движением лунохода. Вторая телевизионная система предназначена для получения панорамного изображения окружающей местности и съемки участков звездного неба, Солнца и Земли с целью астроориентации лунохода. Система состоит из четырех однотипных по устройству панорамных телефотокамер. Они расположены таким образом, что две из них обеспечивают обзор местности справа и слева от лунохода в пределах несколько более 180° в горизонтальной плоскости и 30° в вертикальной. Две другие камеры дают изображение местности и пространства в пределах 360° в вертикальной и 30° в горизонтальной плоскостях.

Поддержание необходимого теплового режима лунохода обеспечивается пассивными и активными методами терморегулирования. Уменьшение теплообмена между отдельными элементами конструкции и окружающим пространством осуществляется применением экранновакуумной теплоизоляции и специальных внешних покрытий с особыми оптическими свойствами. Путем принудительной циркуляции газа-теплоносителя между радиатором и приборным оборудованием, осуществляемой системой вентиляторов, происходит отвод тепла через радиатор в космическое пространство. В период лунной ночи для обогрева оборудования приборного контейнера специальные заслонки прекращают циркуляцию газа-теплоносителя по контуру охлаждения и направляют его в контур подогрева, где он нагревается изотопным источником. Оценка проходимости шасси производится с помощью комплекса датчиков, которые непрерывно измеряют крен и дифферент лунохода, токи тяговых электродвигателей, число оборотов и температуру колес. Длина пройденного луноходом пути определяется числом оборотов ведущих колес. Для учета их пробуксовки вносится поправка, определяемая с помощью свободно катящегося девятого колеса, которое специальным приводом опускается на грунт и поднимается в исходное положение.

Управление самоходным аппаратом осуществляет экипаж из Центра дальней космической связи. В состав экипажа входят командир, водитель, штурман, оператор и борт-инженер. На «Луноходе-1» и посадочной ступени «Луны-17» установлены флаги и вымпелы с изображением Государственного герба СССР и барельефом В. И. Ленина.

Автоматическая станция «Луна-17» с «Луноходом-1» на борту была запущена 10 ноября в 17 час 44 мин. Ее вывели на орбиту ИСЗ, а затем, используя двигатели последней ступени ракеты-носителя, направили к Луне. Проведенные 12 и 14 ноября коррекции траектории и операция торможения позволили 15 ноября вывести станцию на селеноцентрическую орбиту со следующими параметрами: высота над поверхностью Луны - 85 км; наклонение орбиты к плоскости лунного экватора - 141°; период обращения вокруг Луны - 1 час 56 мин. В дальнейшем путем сложного маневрирования станции в окололунном пространстве была сформирована предпосадочная эллиптическая орбита с высотой в периселении 19 км. 17 ноября в 6 час 41 мин был включен тормозной двигатель, и станция, совершив маневры, аналогичные маневрам АС «Луна-16», в 6 час 47 мин мягко прилунилась в прибрежном районе западной части Моря Дождей, в точке с селенографическими координатами: 38°17' с.ш. и 35° з.д. В 9 час 28 мин «Луноход-1» съехал по трапу с посадочной платформы и приступил к выполнению программы научно-технических исследований и экспериментов.

Программа предусматривала: проведение испытаний и отработку лунной транспортной системы; приобретение опыта дистанционного управления самоходным аппаратом с помощью экипажа, находящегося на Земле; изучение топографических и селенолого-морфологических особенностей района прилунения аппарата; исследование химического состава и физико-механических свойств лунного грунта; изучение радиационной обстановки на участке полета Земля - Луна, в окололунном пространстве и на поверхности Луны; исследование интенсивности и углового распределения внегалактического рентгеновского излучения и рентгеновского излучения из Вселенной от отдельных источников; лазерную локацию Луны.

Топографическое изучение местности выполнялось на основе телевизионных панорам и снимков лунного ландшафта и данных о длине пройденного пути, курсе, крене и дифференте лунохода во время движения. Для проведения научных исследований на лунной поверхности «Луноход-1» был оборудован следующим комплексом приборов: спектрометрическим прибором для анализа химического состава лунного грунта, пенетрометром для исследования его механических свойств, радиометрической аппаратурой, рентгеновским телескопом и уголковым светоотражателем для лазерной локации Луны, разработанным и изготовленным во Франции.

Для экспериментов по лазерной локации Луны используются два комплекса наземной лазерно-локационной аппаратуры. Один комплекс был создан советскими учеными и инженерами и установлен на оптическом телескопе диаметром 2,6 м Крымской астрофизической обсерватории АН СССР. Другой был разработан и изготовлен французскими учеными и инженерами и установлен на телескопе диаметром 1,05 м, расположенном в обсерватории Пик-дю-Миди в Пиринеях.

Западная часть Моря Дождей, где совершила посадку станция «Луна-17», представляет собой полого-волнистую равнину, на которой выделяется система пологих грядообразных возвышенностей с относительными высотами до 200-400 м. Полого-волнистый характер местности в этом районе был подтвержден данными, полученными высотомерной аппаратурой станции «Луна-17» на этапе спуска. Анализ телевизионных изображений местности и параметров движения лунохода в районе места прилунения показал, что «Луна-17» совершила посадку на внутреннем склоне кратерообразной котловины поперечником порядка 150-200 м. Точка посадки находится в западной части котловины, примерно на середине внутреннего склона.

В первом сеансе движения «Луноход-1» спустился с посадочной ступени по восточному трапу и продвинулся в восточном направлении на 20 м. Движение происходило вниз по склону крутизной 5-6°. На панораме, показанной на рис. 11, видна колея на поверхности Луны, проложенная «Луноходом-1», и посадочная ступень станции. В местах разворота лунохода колеса сгребали грунт, и на панораме видна комковатая структура грунта. Мелкие камни, видимые на панораме, имеют, по всей вероятности, насыпное происхождение.

Во втором сеансе движения «Луноход-1» двигался в юго-восточном направлении и прошел в общей сложности 96 м. Луноход подошел к кратеру диаметром св. 20 м. Вокруг кратера наблюдался обильный вывал камней остроугольной формы с размерами до 0,5 м. К югу в 4-5 м от места остановки на кромке небольшого кратера (диаметр около 4 м) был обнаружен камень необычной формы - призма пяти и шестиугольного сечения, лежащая на длинной боковой грани; длина призмы 30-35 см, поперечник сечения 5-10 см, грани - плоские.

В третьем сеансе движения луноход прошел в юго-восточном направлении св. 50 м. И если во втором сеансе он прошел самую низкую точку маршрута первого лунного дня (ниже точки посадки станции примерно на 2-3 м), то в третьем сеансе движения луноход достиг уровня примерно на 1-2 м выше точки посадки станции. Продвинувшись затем дважды на небольшое расстояние, луноход остановился вблизи от бровки кратера, в котором «Луна-17» совершила посадку. За время первого этапа движения по лунной поверхности луноход прошел 197 м. 24 ноября в Море Дождей наступила ночь, в период которой луноход находился в стационарном положении. 5 и 6 декабря при приближении утреннего терминатора к району стоянки самоходного аппарата были проведены эксперименты по лазерной локации. Наземной аппаратурой Крымской астрофизической обсерватории АН СССР были посланы в сторону Луны и зарегистрированы четкие отраженные сигналы от лазерного отражателя «Лунохода-1». Аналогичный эксперимент выполнялся французскими учеными в обсерватории Пик-дю-Миди.

С наступлением лунного дня 10 декабря «Луноход-1» покинул место стоянки и начал движение в южном направлении. Предстояло провести изучение лунной поверхности на трассе протяженностью около полутора километров. На пути лунохода попадалось много кратеров и камней; одни из этих препятствий он преодолевал, другие обходил. В период лунного полдня с 14 по 17 декабря самоходный аппарат проводил исследования и эксперименты, находясь в стационарном положении, затем он опять начал движение на юг. В сеансе связи 20 декабря луноход встретил кратер диаметром около 100 м и глубиной 8-10 м и подверг его тщательному исследованию. В сеансах связи 22 и 23 декабря били выполнены все операции по подготовке аппарата к лунной ночи, которая наступила 24 декабря 1970 г. и продолжалась до 9 января 1971 г. В этот период луноход находился в стационарном положении. За второй лунный день «Луноход-1» преодолел расстояние в 1522 м, 1370 м отделяло его от посадочной платформы.

За 35 суток функционирования лунохода, включавших два периода активной работы в условиях лунного дня и лунную ночь, был получен большой объем информации о работе систем и агрегатов самоходного аппарата, его шасси, о результатах исследований Луны и космического пространства. За 14 сеансов радиосвязи, в которых аппарат передвигался и маневрировал на лунной поверхности, было пройдено 1719 м. Движение по весьма сложному рельефу с препятствиями в виде кратеров, камней, подъемов и спусков показало хорошую проходимость и маневренность лунохода. В процессе его работы получено несколько десятков изображений различных участков лунного ландшафта. По трассе движения постоянно проводились исследования физико-механических свойств поверхностного слоя. С помощью спектрометра определялось в нескольких районах содержание основных химических элементов, образующих лунную породу. Проводились также исследования космических лучей, регулярно измерялись фон внегалактического рентгеновского излучения и рентгеновское излучение из Вселенной от отдельных источников.

Уникальный космический эксперимент в районе Моря Дождей продолжался до 4 октября 1971 г. О работе «Лунохода-1» на лунной поверхности в 1971 г., о результатах его научно-технических исследований и экспериментов см. в Ежегоднике БСЭ 1972 г.

Запущенная 17 августа автоматическая межпланетная станция (АМС) «Венера-7» 15 декабря достигла планеты Венера, провела исследование нижних слоев ее атмосферы вплоть до поверхности и впервые передала на Землю научную информацию непосредственно с поверхности другой планеты Солнечной системы. АМС «Венера-7» (рис. 12) была разработана с учетом накопленного опыта создания межпланетных станций и проведенных исследований Венеры. По компоновочной схеме «Венера-7» аналогична станциям «Венера-4», «Венера-5» и «Венера-6»; она состоит из орбитального отсека и спускаемого аппарата. Ее общая масса - 1180 кг.

Орбитальный отсек станции, предназначенный для доставки спускаемого аппарата к планете Венера вплоть до входа в атмосферу, выполнен в виде цилиндрического герметичного корпуса, внутри которого размещены приборы радиокомплекса, систем астроориентации, управления, терморегулирования, химические источники тока и электронный блок радиационного дозиметра. К верхнему днищу орбитального отсека крепится спускаемый аппарат, а на нижнем днище установлена корректирующая двигательная установка. На боковых поверхностях размещены панели солнечной батареи, параболическая антенна, оптические приборы и исполнительные органы системы астроориентации. На концах панелей солнечной батареи установлены малонаправленные спиральные антенны. Радиосвязь с Землей и траекторные измерения обеспечивались аппаратурой бортового радиокомплекса, в состав которого входят антенные устройства, приемники, передатчики, дешифраторы, программно-временное устройство и вспомогательная электронная аппаратура. Система ориентации состоит из оптико-электронных приборов солнечной, солнечно-земной и солнечно-звездной ориентации, блоков автоматики и исполнительных органов - ракетных микродвигателей, работающих на сжатом газе.

В течение всего полета станция в основном находилась в режиме постоянной солнечной ориентации. Связь с Землей в этом случае осуществлялась через малонаправленную антенну. При значительных удалениях от Земли передача большого объема информации осуществлялась через остронаправленную параболическую антенну.

Спускаемый аппарат «Венеры-7» (рис. 13), в отличие от аппаратов предыдущих станций, предназначался не только для зондирования и исследования атмосферы Венеры, но и для обеспечения работы научной аппаратуры непосредственно на поверхности планеты. Он был разработан заново и с учетом измерений, полученных станциями «Венера-5» и «Венера-6», позволивших уточнить значения параметров атмосферы у поверхности планеты, рассчитан на внешнее давление до 180 атм и температуру до 530°С. Это привело к увеличению его массы по сравнению со спускаемыми аппаратами станций «Венера-5» и «Венера-6» примерно на 100 кг. Новая конструкция корпуса и специальная теплоизоляция защищали аппаратуру спускаемого аппарата от высоких температур и давлений. Для уменьшения перегрузок, воздействующих на аппаратуру при соприкосновении аппарата с поверхностью планеты, было установлено амортизационное устройство. Внутри герметичного приборного отсека спускаемого аппарата размещались радиотехническая, телеметрическая и измерительная аппаратура, блоки автоматики, источники электропитания, а также вентилятор системы терморегулирования. Над приборным отсеком находилась парашютная система. Купол парашюта изготовлялся из термостойкой ткани, рассчитанной на работу при температурах до 530°С. На спускаемом аппарате были установлены вымпелы с барельефом В. И. Ленина и гербом СССР (рис. 14).

Запуск АМС «Венера-7» состоялся 17 августа в 8 час 38 мин. Первоначально станция была выведена на промежуточную орбиту ИСЗ. В 9 час 59 мин по команде от программно-временного устройства был включен двигатель последней ступени ракеты-носителя, который проработал 244 сек и сообщил станции скорость несколько большую второй космической. На трассе полета к Венере 2 октября и 17 ноября были проведены две коррекции траектории движения, обеспечившие попадание в планету и прилет станции во время радиовидимости с наземных измерительных пунктов. За четыре месяца полета станции к Венере было проведено 124 сеанса радиосвязи. Завершающий этап полета АМС «Венера-7» протекал аналогично полету АМС «Венера-4», «Венера-5» и «Венера-6». При входе станции в атмосферу Венеры 15 декабря в 7 час 58 мин 38 сек произошло отделение спускаемого аппарата от орбитального отсека. Под воздействием аэродинамических сил спускаемый аппарат развернулся носовой частью навстречу набегающему потоку и удерживался в этом положении демпфирующим устройством. Во время аэродинамического торможения скорость аппарата относительно планеты уменьшилась с 11,5 км/сек до 200 м/сек. При этом максимальные перегрузки достигали 350 ед., а температура между ударной волной и корпусом аппарата равнялась 11 000°С. На высоте около 60 км от поверхности Венеры, при внешнем давлении порядка 0,7 атм система автоматики осуществила ввод в действие парашюта. 15 декабря в 8 час 34 мин 10 сек спускаемый аппарат совершил посадку на поверхность Венеры.

На участке межпланетного перелета АМС «Венера-7» с помощью радиационного дозиметра проводились измерения интенсивности космических лучей. После посадки «Луны-17» исследование велось одновременно на «Венере-7» и «Луноходе-1». Это позволило выявить интересные закономерности распространения потоков солнечных частиц в межпланетной среде на различных расстояниях от Земли. Приборами «Венеры-7», «Лунохода-1», спутников и наземными обсерваториями регистрировались вспышки на Солнце и прослеживалась динамика их развития в пространстве и времени. Велось наблюдение за мощной хромосферной вспышкой, начавшейся 10 декабря 1970 г.

На спускаемом аппарате «Венеры-7» были установлены приборы для измерения температуры и давления. Их датчиками служили термометры сопротивления и манометры анероидного типа, позволявшие измерять температуру в диапазоне от 25 до 540°С и давление от 0,5 до 150 атм. Спускаемый аппарат был оборудован также высокостабильными генераторами частоты. Во время полета несколько раз проводились их калибровка и сравнение с частотой эталонных наземных генераторов. Все это позволило по величине смещения частоты принимаемого на Земле сигнала (эффект Доплера) определить с высокой точностью скорость снижения аппарата в атмосфере Венеры и величину пройденного пути за время спуска.

В конце участка спуска по изменению частоты радиосигнала было установлено, что скорость снижения аппарата относительно планеты стала нулевой - аппарат совершил посадку. Регистрировавшееся после этого момента изменение частоты бортового передатчика в точности соответствовало скорости движения относительно Земли участка поверхности Венеры, где по расчетам опустился аппарат. Сигналы спускаемого аппарата после посадки принимались еще в течение 23 мин, при этом величина сигнала была примерно в 100 раз меньше, чем во время спуска. Это вероятнее всего объясняется отклонением оси антенны аппарата от направления на Землю после посадки на поверхность. Анализ телеметрической информации, принимавшейся в течение всего времени спуска аппарата и после посадки, показал, что бортовой коммутатор, предназначенный для поочередного опроса различных приборов, оставался в одном и том же положении. Поэтому со спускаемого аппарата АМС «Венера-7» передавалась информация только о температуре окружающей среды. Во время снижения аппарата происходило постепенное возрастание температуры. После посадки температура окружающей среды не изменялась в течение всего времени функционирования радиопередатчика на поверхности планеты. По характеру изменения измеренных температур и скорости во времени была определена зависимость температуры атмосферы от высоты вплоть до поверхности. Оказалось, что закон изменения температуры близок к адиабатическому до самой поверхности. Этот факт имеет принципиально важное научное значение. По измерениям, проведенным «Венерой-7», используя уравнения гидростатического равновесия и газового состояния и данные измерений предыдущих станций, было рассчитано распределение давления и плотности в атмосфере Венеры по высоте вплоть до поверхности. Учет возможных погрешностей измерений позволил оценить допуски на полученные значения температуры и давления. Значения атмосферных параметров на поверхности планеты в месте посадки спускаемого аппарата станции «Венера-7» составляют: температура 475°±20°C, давление 90±15 атм. Плотность атмосферы у поверхности Венеры примерно в 60 раз превышает плотность атмосферы у поверхности Земли. Измерения АМС «Венера-4», «Венера-5», «Венера-6» и «Венера-7» и американского космического аппарата «Маринер-5» свидетельствуют о том, что атмосфера Венеры устойчива и по крайней мере до высоты 50-60 км вариации, по-видимому, не превышают нескольких процентов от измеренных значений атмосферных параметров.

По программе совместных исследований космического пространства социалистическими странами 7 августа и 14 октября были запущены спутники «Интеркосмос-3» и «Интеркосмос-4». ИСЗ «Интеркосмос-3» предназначался для изучения радиационной обстановки в околоземном пространстве, исследования связи динамических процессов в радиационном поясе Земли с солнечной активностью, изучения природы и спектра низкочастотных электромагнитных колебаний во внешней ионосфере. На его борту были установлены следующие научные приборы: анализатор низких частот, аппаратура для исследования состава и временных вариаций заряженных частиц (протонов, электронов, альфа-частиц) и магнитометр.

Ионизированная плазменная оболочка Земли и электродинамические процессы, развивающиеся в ней, давно привлекают внимание ученых многих стран. Магнитное поле Земли, в котором находится плазма, создает условия для сравнительно легкого возникновения различного рода электродинамических неустойчивостей, электромагнитных колебаний. В зависимости от места и условий возбуждения в ионосфере образуются волны различного спектрального состава. До запуска ИСЗ «Интеркосмос-3» низкочастотные волны и свистящие атмосферики (кратковременные сигналы в килогерцевом диапазоне) регистрировались с помощью наземной аппаратуры; теперь ученым предоставилась возможность изучать эти явления непосредственно в ионосферной плазме. Анализатор низких частот, предназначенный для регистрации радиоволн в диапазоне 0,7-12 кгц, разработан и изготовлен специалистами СССР и ЧССР. Сопоставление экспериментальных данных со спутника и измерений с поверхности Земли поможет лучше понять природу и условия возбуждения электромагнитных волн в ионосферной плазме, их структуру, закономерности распространения. Эта информация важна для обеспечения радиосвязи как между наземными пунктами, так и при приеме радиосигналов с космических аппаратов.

Исследования потоков заряженных частиц проводились с помощью аппаратуры, разработанной и изготовленной в ЧССР при участии специалистов СССР. Заряженные частицы, составляющие магнитосферную и ионосферную плазму, обладают широким спектром энергий. Потоки частиц с энергией порядка десятков килоэлектрон-вольт «высыпаются» из радиационного пояса в нижнюю ионосферу, теряют энергию и повышают плотность ионосферы, обусловливая тем самым увеличение поглощения радиоволн. Эти «высыпающиеся» частицы могут оказывать большое влияние на состояние ионосферы Земли.

Установленный на борту ИСЗ «Интеркосмос-3» трехкомпонентный магнитометр предназначался для измерения составляющих напряженности магнитного поля Земли и определения ориентации спутника в пространстве. Прибор был разработан и изготовлен в СССР.

Научная программа экспериментов на «Интеркосмосе-3» успешно завершена. Аппаратура спутника особенно интенсивно работала в периоды с 7 по 13 августа, с 19 по 26 августа, с 10 по 19 сентября 1970 г. Это, в частности, было связано с наблюдавшимися на Солнце активными процессами, в том числе несколькими крупными вспышками. На Земле были отмечены сильные магнитные бури, возмущения в ионосфере и другие геофизические явления. Приборы спутника «Интеркосмос-3» зарегистрировали в это время ряд изменений в потоках излучений на нижней границе радиационного пояса. Наблюдались также процессы сброса в плотные слои атмосферы электронов с высокой энергией.

Запуском ИСЗ «Интеркосмос-4» были продолжены эксперименты, начатые на ИСЗ «Интеркосмос-1» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., стр. 499-500). Научная аппаратура ИСЗ «Интеркосмос-4», разработанная и изготовленная в ГДР, СССР и ЧССР, проводила исследования ультрафиолетового и рентгеновского излучений Солнца; изучалось влияние этих излучений на структуру верхней атмосферы Земли. Одновременно с измерениями на спутнике обсерватории ряда социалистических стран проводили радиоастрономические, ионосферные и оптические наблюдения по согласованной программе.

Обработка измерений, выполненных ИСЗ «Интеркосмос-1», выявила интересные научные результаты. 20, 23 и 30 октября 1969 г. приборы спутника зарегистрировали три небольшие рентгеновские вспышки. При этом рентгеновский поляриметр обнаружил поляризацию излучения с длиной волны около 1 Ằ. Обнаружение поляризации свидетельствует о том, что излучение обусловлено нетепловыми процессами, по-видимому, тормозным излучением направленных потоков электронов. Одновременно с помощью рентгеновского спектрогелиографа удалось определить размеры и форму области рентгеновской вспышки, а в некоторых случаях зафиксировать также и отдельные элементы ее структуры. Оказалось, что область вспышки имеет волокнистую структуру с длиной около 1 угловой минуты и шириной менее 10-20 угловых секунд. Волокна претерпевают быстрые изменения, кроме того, наблюдаются короткопериодические вариации яркости отдельных элементов. Температура в области рентгеновской вспышки возрастает до 20 млн. градусов и выше, а средняя электронная плотность увеличивается до 10¹⁰ электрон/см³. Детальное исследование поляризации рентгеновского излучения позволит получить информацию, необходимую для выяснения механизма начальной стадии развития вспышки и процесса генерации жесткой части их рентгеновского излучения.

За период проведения эксперимента регистрировавшийся Лайман-альфа фотометром поток Лайман-альфа фотонов изменялся в пределах 3,7-4,7 эрг/см²сек. В нескольких случаях при входе спутника в тень Земли исследовалось поглощение верхней атмосферой излучения Солнца в линии Лайман-альфа. Это позволило определить содержание и высотное распределение поглощающего газа в атмосфере на высотах ниже 120 км, а также исследовать широтную зависимость поглощения в диапазоне широт 0-22°.

Обрабатывались измерения, выполненные оптическим фотометром. С помощью этого прибора изучались свойства аэрозоля, который возникает в верхней атмосфере Земли, по-видимому, под воздействием метеорной пыли. В основе эксперимента также лежал метод исследования эффектов поглощения. При входе спутника в тень Земли 15 октября 1969 г. была получена кривая поглощения, которая показывает монотонное падение горизонтальной прозрачности атмосферы с понижением высоты Солнца над горизонтом; экспериментальная кривая оказалась близкой к расчетной. На кривой, полученной 23 октября, наблюдается кратковременное аномальное падение прозрачности примерно на 5% на высоте около 70 км. Вероятно, это обусловлено наличием пылевого слоя, который мог образоваться в связи с метеорным потоком Орионид, максимум плотности которого приходился на 22 октября.

Интересные зависимости между рентгеновскими вспышками и определенными явлениями в нижней ионосфере обнаружил рентгеновский фотометр. Сравнение с материалами ионосферных наблюдений позволило, в частности, установить, что между вспышками рентгеновского излучения и их ионосферными эффектами существует сдвиг по времени. Удалось определить также уровень рентгеновского излучения в диапазоне 2-6 кэв при появлении мелких вспышек, вспышечных волокон и протуберанцев.

Большой объем научной информации о состоянии ионосферы в различное время суток, на разных широтах и долготах передали приборы ИСЗ «Интеркосмос-2» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., стр. 500). Исследование ионосферы проводилось в широком интервале высот от 200 до 1100 км. Данные об ионной концентрации и электронной температуре в ионосфере получены с помощью зондов Лэнгмюра для более чем 100 полных витков спутника. Предварительная обработка результатов измерений показала, что концентрация заряженных частиц в ионосфере вдоль орбиты изменялась от 2·10 см ^-3 до 10⁶ см ^-3, а температура электронов от 800 до 3000°К.

Ученые социалистических стран в 1970 г. с помощью геофизической ракеты «Вертикаль-1» провели комплексный научный эксперимент по изучению ультрафиолетового, рентгеновского и субмиллиметрового излучений Солнца и поглощения этих излучений в атмосфере Земли; высотных распределений концентраций электронов и положительных ионов, а также электронной температуры; метеорных частиц. Ракета «Вертикаль-1» была запущена 28 ноября в средних широтах территории европейской части СССР. Головная часть ракеты состояла из спасаемого контейнера и приборного отсека. В спасаемом контейнере размещалась следующая научная аппаратура: блок рентгеновских камер-обскур и рентгеновский спектрогелиограф (ПНР); рентгеновские спектрометры (СССР); аппаратура для исследования метеорных частиц (ВНР и ЧССР). В приборном отсеке были установлены: Лайман-альфа фотометр и радиочастотный емкостной зонд (ГДР); аппаратура для измерения субмиллиметрового излучения Солнца и параметров ионосферы Земли, изготовленная в СССР по совместным техническим заданиям ученых НРБ, ГДР, СССР и ЧССР. В районе запуска геофизической ракеты производились измерения поглощения радиоволн на частотах 1,0; 1,5 и 2,0 Мгц с помощью наземной установки «АМА» (ГДР).

Ракета «Вертикаль-1» достигла высоты 487 км. Научная аппаратура работала нормально. На нисходящем участке траектории полета, на высоте 100 км было произведено отделение спасаемого контейнера, который приземлился с помощью парашютной системы.

Для комплексного изучения Солнца предназначался и запуск ракетной астрофизической обсерватории, который состоялся 30 октября. На ориентированной и стабилизированной платформе, расположенной внутри специального контейнера на головной части высотной ракеты, был установлен комплекс научных приборов, регистрирующих солнечное излучение в области ультрафиолетовых и рентгеновских лучей. Ракетная обсерватория по вертикальной траектории достигла высоты ~500 км. После выполнения программы исследований контейнер с обсерваторией опустился на Землю с помощью парашютной системы.

Продолжались запуски ИСЗ серии «Космос»; в 1970 г. было запущено 72 спутника (см. таблицу). Результаты магнитных измерений ИСЗ «Космос-321» были использованы для построения модели магнитного поля Земли 1970 года. Выведение на орбиту ИСЗ «Космос-348» явилось частью второго комплексного эксперимента по изучению верхней атмосферы Земли, полярных сияний и магнитных бурь, проводимого совместно учеными-геофизиками НРБ, ВНР, ГДР, ПНР, СРР, СССР и ЧССР. Первый комплексный эксперимент в этой области проводился зимой 1968 г. с применением ИСЗ «Космос-261» (см. Ежегодник БСЭ 1969 г., стр. 496). Эксперимент 1970 г., в отличие от первого, проводился летом. Это позволило сопоставить данные двух экспериментов, изучить сезонные вариации в ионосфере.

Научная программа ИСЗ «Космос-368» предусматривала проведение биологических исследований. С этой целью спутник был оборудован аппаратурой для испытания экспериментальных систем обеспечения жизнедеятельности лабораторных животных и изучения влияния факторов космического полета на живые организмы. На спутнике были также установлены приборы для продолжения исследований физических характеристик космического пространства.

Основной научный эксперимент, проводившийся на ИСЗ «Космос-381», - вертикальное импульсное зондирование ионосферы сверху вниз на 20 фиксированных частотах в диапазоне от 2 до13,4 Мгц. Излучение зондирующих ионосферу радиосигналов производилось каждую минуту с продолжительностью в 1 сек. Отраженные сигналы кодировались и регистрировались запоминающими устройствами спутника. Над территорией СССР сигналы без преобразования принимались наземными станциями. Отраженные сигналы содержали информацию о распределении концентрации электронов во внешней ионосфере - до высот полета спутника. Одновременно с помощью зондов определялась концентрация электронов вблизи спутника. Для исследования электронной концентрации во всей толще ионосферы использовалась трехчастотная радиостанция «Маяк».

Важное значение в комплексе исследований, проводимых с помощью спутника «Космос-381», придавалось регистрации интенсивности излучения Солнца в некоторых диапазонах длин волн от 3 до 1500 Ằ. Одновременные измерения электронной концентрация в ионосфере и интенсивности ультрафиолетовой радиации весьма необходимы для понимания взаимосвязи явлений в системе Земля - Солнце. На спутнике был установлен также прибор, который регистрировал спектры низкочастотных электромагнитных волн, возбуждаемых в и ионосферной плазме. Целью этих опытов являлось изучение возникающих в ионосфере волновых процессов. Некоторые измерения на спутнике предназначались для определения интенсивности первичных космических лучей, радиационной обстановки и магнитного поля Земли.

Весь объем научной информации регистрировался запоминающим устройством телеметрической системы и передавался по радиоканалам на Землю при нахождении спутника в зоне радиовидимости наземных измерительных пунктов. Спутник был оборудован системой успокоения. Его положение на орбите и угловое положение относительно Солнца и магнитного поля Земли (это необходимо для обработки и анализа научной информации) определялись с помощью радиотехнических устройств, солнечных и магнитометрических датчиков. Система электропитания состояла из солнечной батареи и химических батарей, обеспечивающих электроэнергией бортовую аппаратуру на затененных участках орбиты и в сеансах связи с измерительными пунктами. Система терморегулирования поддерживала в отсеке с Приборами заданные температуру и давление. Успешный полет орбитальной ионосферной лаборатории - ИСЗ «Космос-381» показал, что решены многочисленные, весьма сложные и порой противоречивые задачи, которые стояли перед ее создателями.

В течение года были запущены четыре спутника «Метеор». Основной задачей запусков спутников являлось получение метеорологической информации, необходимой для использования в оперативной службе погоды.

Успешно функционировала система дальней космической связи «Орбита». Для ее эксплуатации были запущены пять спутников связи «Молния-1».

В 1970 г. продолжались геофизические исследования путем ракетного зондирования атмосферы.

В 1970 г. за рубежом выведены на орбиты 41 ИСЗ, в т. ч, 34 американских (три - серии INTELSAT-3, один - ITOS, один - SERT, один - НАТО, один - «Нимбус», один - «ТОПО», два - NDS, один - OFO, один - RM, один - NOAA, один - СЕР, один - «Эксплорер», 19 - секретных спутников военного назначения), один западногерманский (WIКА), два французских (MIKA, «Пэол»), один японский («Осуми»), один китайский («Чайна I»), один англо-американский («Скайнет II») и один австралийский («Оскар V»). Последние два спутника запущены американскими ракетами-носителями.

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

INTELSAT-3F (табл., № 2). Шестой спутник серии INTELSAT-3, выведен на близкую к стационарной орбиту над Атлантическим океаном (24,5° з.д.). О предыдущих запусках см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 500.

INTELSAT-3G (табл., № 18). Седьмой спутник этой серии, выведен на близкую к стационарной орбиту над Атлантическим океаном (21° з.д.).

INTELSAT-3H (табл., № 25). Последний из серии спутников модели INTELSAT-3, он должен был служить резервным в системе связи между Сев. Америкой и Дальним Востоком. Ракета-носитель вывела спутник на промежуточную орбиту (см. табл.). На третьем витке был включен бортовой РДТТ для перевода спутника на стационарную орбиту над Индийским океаном, а через 14,5 сек связь с ним была потеряна и восстановить ее не удалось.

До 1971 г. на орбиты выводились принадлежащие международному консорциуму INTELSAT спутники трех моделей: INTELSAT-1 (240 каналов двусторонней радиотелефонной связи), INTELSAT-2 (240 каналов) и INTELSAT-3 (1200 каналов). По состоянию на середину 1970 г. над Атлантическим океаном находилось пять спутников: INTELSAT-1 («Эрли Берд»), INTELSAT-2C («Кэнери Берд»); INTELSAT-3B, INTELSAT-3F и INTELSAT-3G; над Тихим океаном три спутника: INTELSAT-2B («Лэни Берд II»), INTELSAT-2D («Лэни Берд III») и INTELSAT-3D; над Индийским океаном один спутник INTELSAT-3C.

Рис. 1. Спутник ITOS-I. 1 - панель с солнечными элементами; 2 - телевизионные камеры системы APT; 3 - антенны (137,5 Мгц); 4 - механизм, обеспечивающий раскрытие панели с солнечными элементами; 5 - антенна командного приемника (148,5 Мгц) и радиомаяка; 6 - датчик направления на Землю; 7 - турникетная антенна; 8 - датчик направления на Солнце; 9 - телевизионные камеры системы AVCS; 10 - радиометры SR; 11 - радиометр для измерения альбедо Земли; 12 - датчик горизонта; 13 - маховик; 14 - плоскость разделения спутника и последней ступени ракеты-носителя; 15 - прибор SPM для регистрации протонной составляющей солнечного излучения; 16- жалюзи системы терморегулирования. Рис. 2. Спутник SERT-II с ракетой «Аджена D». 1 - панель с солнечными элементами; 2 - ракета «Аджена D»; 3 - центр масс объекта, обращающегося по орбите; 4 - вспомогательный отсек спутника SERT-II; 5 - основной отсек спутника; 6 - ионный двигатель (2). Рис. 3. Спутник «Осуми». 1 - приборный контейнер; 2 - четвертая ступень ракеты-носителя (РДТТ с шаровидным корпусом); 3 - третья ступень ракеты-носителя; 4 - часть головного обтекателя. Рис. 4. Спутник «Эксплорер XLII». 1 - телеметрическая антенна; 2 - звездный датчик; 3 - устройство для включения звездного датчика; 4 - солнечный датчик; 5 - командная антенна; 6 - блок научной аппаратуры; 7 - блок служебной аппаратуры. Рис. 5. Спутник «Нимбус IV». 1 - выдвижной стержень гравитационной системы ориентации и стабилизации; 2 - заправочный штуцер пневматической системы; 3 - реактивное сопло для ориентации по тангажу; 4 - солнечный датчик; 5 - датчик горизонта; 6 - панель со штеккерными разъемами; 7 - радиометры SCR; 8 - антенна диапазона S; 9 - спектрометр IRIS; 10 - антенна системы IRLS; 11 - радиометр THIR; 12 - спектрометр SIRS; 13 - спектрометр BUVS; 14 - телевизионная камера IDC; 15 - детектор MUSE; 16 - датчик ультрафиолетового излучения, используемый в радиометрах SCR; 17 - спектрометр FWS; 18 - контейнер с научными приборами и телевизионными камерами; 19 - антенны (4) радиомаяка; 20 - элемент конструкции; 21 - панель с солнечными элементами; 22 - реактивное сопло для ориентации по рысканию; 23 - реактивное сопло для ориентации по крену; 24 - антенна командной системы. Рис. 6. Спутник «Пэол». 1 - устройство для образования стержня гравитационной системы ориентации; 2 - трехосный датчик колебаний; 3 - солнечные датчики; 4 - отражатели лазерного излучения; 5 - электромотор, обеспечивающий развертывание стержня гравитационной системы ориентации и стабилизации; 6 - магнитометр; 7 - аккумуляторная батарея; 8 - датчик, используемый для определения альбедо; 9 - коническая спиральная антенна; 10 - датчик пороговой перегрузки (30 g); 11 - антенна командно-телеметрической системы; 12 - элемент амортизирующей подвески аппаратуры; 13 - блоки электронного оборудования; 14 - панель с солнечными элементами. Рис. 7. Двигательный отсек и отсек экипажа корабля «Аполлон». 1 - передняя секция отсека, где размещено оборудование, обеспечивающее посадку на Землю; 2 - пульт управления; 3 - быстрооткрывающийся входной люк; 4 - задняя секция ОЭ, где размещены топливные баки, двигатели системы ориентации и др.; 5 - силовые элементы конструкции, воспринимающие вес ОЭ; 6 - баллон с гелием; 7 - бачки с горючим для вспомогательных двигателей; 8 - блок вспомогательных двигателей; 9 - топливные баки маршевого двигателя; 10 - бачки с окислителем для вспомогательных двигателей; 11 - расходомеры в баке 9; 12 - маршевый двигатель; 13 - радиальный элемент жесткости; 14 - заднее днище; 15 - сопло маршевого двигателя; 16 - остронаправленная антенна; 17 - теплозащитный экран заднего днища; 18 - радиатор системы терморегулирования (в стенке корпуса); 19 - бачки (2) с водородом для топливных элементов; 20 - один из двух бачков с кислородом для топливных элементов и системы жизнеобеспечения; 21 - отделение, где находится бачки 20; 22 - батареи (3) топливных элементов; 23 - радиатор системы терморегулирования; 24 - переходник между ДО и ОЭ; 25 - нижнее отделение для оборудования; 26 - чехол, надеваемый на ОЭ при запуске, для теплозащиты при работе РДТТ системы аварийного спасения; 27 - один из основных парашютов; 28 - штырь стыковочного узла. Рис. 8. Спутник DIAL. 1 - блок WIKA; 2 - блок MIKA.

ITOS-I (табл., № 3). Экспериментальный вариант метеорологических спутников ITOS, которые должны заменить спутники ESSA (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 501).

Корпус спутника имеет форму параллелепипеда (1,22 х 1,02 х 1,02 м), к которому крепятся три раскрываемые на орбите панели с солнечными элементами (рис. 1). На борту установлены приборы; две телевизионные камеры системы APT и две камеры системы AVCS для получения изображений облачного покрова в дневное время (каждая камера за один виток может сделать до 11 снимков с разрешением 3,2 км; изображения, получаемые камерами APT, передаются на Землю в реальном масштабе времени, а камерами AVCS - с записи); два инфракрасных радиометра SR¹ для получения изображений в ночное время - разрешение 6,4 км и в дневное время - разрешение 3,2 км (изображения передаются в реальном масштабе времени или с записи); радиометр FPR² для измерения альбедо Земли; прибор SPM³ для регистрации протонной составляющей солнечного излучения.

Энергоустановка использует 10 000 солнечных элементов и аккумуляторные батареи. Система терморегулирования включает радиатор, тепловые экраны на торцевой стенке корпуса, жалюзи на боковых стенках, многослойные покрытия из фольги. Система ориентации и стабилизации включает два магнитных устройства и устройство «Стабилайт». Магнитное устройство QOMAC¹ обеспечивает ориентацию оси вращения спутника перпендикулярно плоскости орбиты, магнитное устройство МВС² создает дипольный момент, обеспечивающий прецессию орбиты на 1° в сутки, для того чтобы она оставалась солнечно-синхронной. Устройство «Стабилайт», в конструкции которого используется маховик (его число оборотов подобрано так, чтобы скорость вращения спутника составляла один оборот за виток), обеспечивает постоянную направленность на Землю той грани корпуса, на которой смонтированы телевизионные камеры и другие приборы. На маховике установлено сканирующее зеркало, обеспечивающее захват земного горизонта инфракрасными датчиками тангажа и крена. Для начальной ориентации оси вращения спутника используется солнечный датчик. Радиотехническая система использует четыре антенны: штыревую для приема команд и передачи телеметрической информации, две дипольные (на торце панели) для передачи изображений в реальном масштабе времени и турникетную для передачи изображений с записи. Слежение за спутником обеспечивают 16 станций NASA, входящих в систему STADAN.

Запущен вместе со спутником «Оскар V» (см. ниже) одной ракетой. Оба спутника вышли на солнечно-синхронную орбиту (расположенную в плоскости, проходящей через Солнце).

«Оскар V» (табл., № 4). Австралийский спутник-ретранслятор, предназначенный для использования радиолюбителями (его называют также Australis Oscar - «австралийский Оскар»). На борту установлены два приемопередатчика, один работает на частоте 29,45 Мгц, второй - на 144,05 Мгц (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 496).

SERT-II (табл., № 5). Предназначен для проведения испытаний ионных двигателей. Выведен на орбиту, близкую к расчетной (круговая высотой 1000 км), вместе со второй ступенью («Аджена D») ракеты-носителя (рис. 2). Цилиндрический корпус спутника (длина 1 м, диаметр 1,52 м) состоит из двух отсеков. В основном отсеке помещены два ионных двигателя и оборудование для проведения других экспериментов; во вспомогательном - два телеметрических передатчика (136,23 Мгц и 136,92 Мгц), два командных приемника, два магнитных датчика, батарея, гироскоп в системе успокоения и начальной ориентации и другое служебное оборудование. Для питания бортового оборудования, в частности ионных двигателей, служат 33 300 солнечных элементов (~1,5 квт), смонтированных на двух панелях, причем спутник ориентируется так, чтобы панели были в плоскости орбиты, которая вначале должна находиться под углом 15° к направлению на Солнце. Спутник выведен на орбиту с таким расчетом, чтобы в течение нескольких ближайших месяцев он не заходил в тень Земли, и солнечные элементы могли непрерывно обеспечивать электропитание ионных двигателей. В течение последующих 2-3 месяцев спутник будет периодически заходить в тень Земли, что заставит прекратить испытания двигателей, а затем начнется новый продолжительный период без захода в тень. Слежение за спутником и прием от него телеметрической информации осуществляют станции системы STADAN и MSFN.

«Осуми» (табл., № 6). Первый японский ИСЗ, который впервые после четырех неудачных попыток удалось вывести на орбиту. Представляет собой четвертую ступень твердотопливной ракеты-носителя «Ламбда 4» с приборным контейнером (рис. 3). Масса контейнера 23 кг, масса аппаратуры в нем 9,4 кг. В состав аппаратуры входят термометр, акселерометр, передатчик (131,6 Мгц) и химическая батарея, рассчитанная на 30 час работы. Передатчик прекратил работу через 11 час, причиной считают перегрев (выше 100° С) оборудования в контейнере, вследствие того, что скорость горения топливного заряда РДТТ четвертой ступени была ниже расчетной. Общие расходы на запуск составили 388 млн. долл., в т. ч. на изготовление ракеты-носителя 333 млн. долл.

DIAL. Совместный франко-западногерманский эксперимент. С помощью французской экспериментальной ракеты-носителя «Диаман В» на орбиту вместе с последней ступенью был выведен спутник DIAL (это название относят как к спутнику в целом, так и только к отделившемуся блоку WIKA), состоящий из двух блоков (рис. 8): WIKA (ФРГ) и MIKA (Франция). Основная задача запуска - испытания ракеты и наземного оборудования. Отмечается, что это был первый запуск с полигона Куру (Французская Гвиана).

DIAL/WIKA (табл., № 10). Блок WIKA предназначен для проведения некоторых научных исследований, оснащен научными приборами (10 кг). Высота корпуса 1,15 м, максимальный поперечный размер 0,71 м. После выхода на орбиту отделился от последней ступени. Телеметрическая система блока включает передатчик (135,56 Мгц), программно-временное устройство и всенаправленную антенну. Передача телеметрической информации осуществляется в реальном масштабе времени. Научные приборы: три двухканальных детектора излучения Лайман-альфа в геокороне в диапазонах 1150-1350 Ằ и 1250-1350 Ằ; детектор концентрации электронов с энергией до 1 Мэв; четырехканальный детектор протонов и альфа-частиц с энергией 5-40 Мэв и одноканальный детектор протонов, альфа-частиц и электронов с энергией свыше 1,3 Мэв; двухканальный детектор магнитного поля напряженностью до 0,35 гс (точность измерения до 2,5·10^-5 гс). Для электропитания бортовой аппаратуры служат серебряно-цинковая батарея (90 а·ч) и 222 солнечных элемента, смонтированных на боковых гранях корпуса. Слежение за спутником осуществляли принадлежащие NASA станции в Кито (Экуадор) и на о. Вознесенья, принадлежащие CNES (см. Ежегодник 1969 г., сноска на с. 507), французские станции в Браззавиле, Уагадугу, Претории, Куру, Форталезе и итальянская станция в Кении (видимо, на плавучей платформе «Санта Рита»).

MIKA (табл., № 11). Этот блок (цилиндр диаметром 0,6 м и длиной 1,5 м) предназначен для контроля работы бортовых систем ракеты-носителя и от последней ступени не отделяется. На начальном участке полета аппаратура блока вышла из строя и запланированные измерения провести не удалось. Несмотря на это, запуск ракеты со спутником считается успешным.

НАТО-1 (табл., № 12). Связной спутник, предназначен для военной системы связи НАТО, должен обеспечивать радиотелефонную и радиотелеграфную связь, а также передачу данных в цифровой форме. Он может быть использован также в военной системе связи «Скайнет» и в американской IDCSP (см. Ежегодник БСЭ 1969 г., с. 505). Представляет собой модифицированный спутник «Скайнет» (см. ниже), имеет форму цилиндра (диаметр 1,37 м, высота 0,81 м), общая высота вместе с антенным блоком 1,6 м, стартовый вес 243 кг. На орбите стабилизируется вращением. Источник электропитания - 7000 солнечных элементов, смонтированных на восьми панелях на боковой поверхности корпуса, и две никель-кадмиевые батареи.

Ракета-носитель вывела спутник на орбиту с перигеем 274 км и апогеем ~36 000 км, на шестом витке спутник с помощью бортового РДТТ (тяга 2 т) был переведен на близкую к стационарной орбиту над центральной частью Тихого океана. Обращаясь по этой орбите, спутник смещался в восточном направлении и к концу апреля достиг расчетной точки стационарной орбиты (над Атлантическим океаном, в районе о. Вознесенья), где его дальнейшее смещение было прекращено с помощью управляющих реактивных сопел. Центр управления системы связи НАТО находится в районе Брюсселя, запасной центр - в Англии.

«Нимбус IV» (табл., № 13). Пятый¹ из серии метеорологических спутников «Нимбус». По конструкции аналогичен предыдущим спутникам (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 501) и отличается от них в основном составом научных приборов и наличием двух систем ориентации и стабилизации: основной (обеспечивает точность по всем трем осям до 1°) и запасной (использует выдвижной стержень длиной 13,7 м), а также усовершенствованной радиокомандной системой, обеспечивающей прием до 512 команд (у предыдущих спутников до 128). Основные задачи запуска - испытания приборов для перспективных метеорологических спутников и системы ориентации и стабилизации по трем осям. На спутнике (рис. 5) установлены приборы: ультрафиолетовый спектрометр обратного рассеивания BUVS (Backskatter Ultra Violet Spectrometer) для исследования в глобальном масштабе распределения озона в атмосфере; спектрометр FWS (Filter Wedge Spectrometer) с фильтром и фотометрическим клином для определения в глобальном масштабе содержания и вертикального распределения паров воды в атмосфере; радиометр SCR (Selective Chopper Radiometer) с ограничителем избирательного действия для определения температурного профиля атмосферы между поверхностью Земли и высотой 64 км; инфракрасный радиометр THIR (Temperature Humidity Infrared Radiometer) для измерения инфракрасного излучения Земли в дневное и ночное время, круглосуточной передачи изображений облачного покрова, определения температуры и относительной влажности облаков, поверхности суши и океанов; инфракрасный спектрометр IRIS²; инфракрасный спектрометр SIRS; телевизионная система с камерой IDC (разрешение 1,6 км); детектор MUSE для регистрации ультрафиолетового излучения Солнца; система IRLS.

Для слежения за спутником используются 16 станций системы STADAN. Прием телеметрической информации осуществляют станции в Фербенксе и Росмене, телевизионные изображения могут принимать более 500 станций, в т. ч. более 80 иностранных.

«ТОПО А» (табл., № 14). Первый из серии экспериментальных спутников, созданных топографической службой инженерных войск армии США. Предназначен для отработки новой методики, обеспечивающей геодезическую привязку земных пунктов в реальном масштабе времени. Имеет форму прямоугольного параллелепипеда (0,35 х 0,30 х 0,23 м), на поверхности смонтированы солнечные элементы, на борту имеются приемоответчик и телеметрический передатчик, гибкие антенны до выхода спутника на орбиту обмотаны вокруг его корпуса. В конструкции использованы узлы и детали геодезического спутника «Секор» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 501).

NDS-XI, NDS-XII (табл., № 15,16). Назначение, как и предыдущих спутников этой серии (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 516, Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 501).

«Чайна I» (табл., № 19). Первый ИСЗ, созданный в КНР, по-видимому, представляет собой шар диаметром 106,7 см. Согласно сообщению агентства Синьхуа, бортовой передатчик (20,009 Мгц) работает циклами длительностью 1 мин: передача мелодии «Алеет Восток» - 40 сек, интервал - 5 сек, передача телеметрической информации - 10 сек, интервал - 5 сек и начало нового цикла.

«Скайнет II» (табл., №27). Второй спутник для английской военной системы связи «Скайнет» должен был служить запасным на случай выхода из строя спутника «Скайнет I» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 503). Ракета-носитель вывела спутник на переходную орбиту с апогеем ~ 36 000 км. 21 августа спутник с помощью бортового РДТТ должен быть переведен на стационарную орбиту над Индийским океаном примерно в 100 км от спутника «Скайнет I». Однако через 13 сек после включения РДТТ связь со спутником прекратилась и все попытки его обнаружить оказались безуспешными.

OFO (табл., № 34). Исследовательский спутник, предназначен для изучения влияния чередующихся периодов невесомости и ускорений (до 0,5 g). Корпус состоит из двух секций. Общая длина 1,19 м, максим, «диаметр» 0,76 м. В нижней секции (правильная 8-гранная усеченная пирамида) размещается радиоэлектронное оборудование, в верхней (усеченный конус с полусферическим носком) - смонтирован блок FOEP¹, внутри которого находятся наполненная водой центрифуга с двумя лягушками, фиксированными с помощью специальной подвесной системы, оборудование системы их жизнеобеспечения, приборы для регистрации сигналов от датчиков, вживленных в отолитовые органы лягушек, и записи электрокардиограммы, а также оборудование для регулирования температуры воды (15,6 ± 2,5° С) и давления. Все оборудование FOEP смонтировано в герметическом контейнере (длина 0,46 м, диаметр 0,46 м). На верхней секции установлены пять антенн командно-телеметрической системы, четыре развертывающихся на орбите стержня (~ 2 м) системы стабилизации, устройство для замедления вращения спутника (грузики на тросах) после его отделения от последней ступени ракеты. Эксперименты на орбите проводились циклами продолжительностью примерно по 8 мин с различными интервалами между циклами. Считают, что программа исследований выполнена. Лягушки примерно через трое суток полностью приспособились к условиям невесомости. Предполагают, что после полной обработки данных можно будет доказать возможность длительного пребывания космонавтов (отолитовый орган лягушки близок к человеческому) в орбитальной станции без создания искусственной силы тяжести.

RM¹ (табл.; № 35). Исследовательский спутник, предназначен для испытаний усовершенствованных приборов, регистрирующих радиационную и метеорную обстановку в районе полета, которые предполагают устанавливать на пилотируемых космических аппаратах. Спутник состоит из двух тороидальных секций диаметром по 0,76 м, соединенных с последней ступенью ракеты (общая длина 1,68 м). Нижняя секция имеет длину 0,38 м, на ее поверхности смонтированы батареи солнечных элементов. В верхней секции (длина ~ 0,34 м) размещены: комплект оборудования для изучения радиационной обстановки, в состав которого входят перспективная дозиметрическая система ADS (Advanced Dosimetry System), регистрирующая электроны с энергией 0,6-4,0 Мэв и протоны с энергией от 10 до сотен Мэв, и три стандартные ионизационные камеры для проведения стандартных измерений и сравнения их с результатами, полученными с помощью системы ADS; комплект оборудования для изучения метеорной обстановки, состоящий из двух пар плоских детекторов, установленных параллельно (расстояние 7,6 см). Детектор представляет собой тонкую пластинку (20 х 20 см), на которой смонтированы 64 датчика (конденсаторы), состоящих из четырех слоев полисульфидной пленки. Метеорные частицы с массой 10^-14 г способны пробить одну пластинку (определяется плотность потока частиц), а с массой более 10^-12 г - пару параллельных пластин, что дает возможность определить скорости и направление движения метеорных частиц. Запущен вместе со спутником OFO (табл., № 34) одной ракетой.

NOAA-I² (табл., № 38). Первый эксплуатационный вариант метеорологического спутника ITOS (см. стр. 503). Имеет форму параллелепипеда (1,22 х 1,02 х 1,02 м), к корпусу крепятся три панели (0,9 х 1,5 м), на которых смонтированы 10 000 солнечных элементов, обеспечивающих среднюю мощность 250 вт. Спутник вышел на близкую к расчетной (круговая высотой - 1450 км) солнечно-синхронную орбиту. На борту установлены приборы: 1. Две телевизионные камеры системы APT для непрерывной съемки облачного покрова с передачей изображений в реальном масштабе времени. Прием изображений осуществляет более 500 станций в 50 странах. 2. Две телевизионные камеры системы AVCS для съемки облачного покрова в отдаленных районах, где нет земных приемных станций. Прием изображений осуществляют станции близ Фербенкса (шт. Аляска) и на о. Уоллопс (шт. Виргиния). 3. Два инфракрасных радиометра для получения изображений облачного покрова в ночное (в диапозоне 10,5-12,5 мк) и в дневное (0,52-0,73 мк) время. 4. Радиометр FPR (см. описание спутника ITOS-1) для измерения альбедо Земли. 5. Прибор SPM для регистрации протонной составляющей солнечного излучения.

СЕР³ (табл., № 39). Исследовательский спутник, предназначен для исследования электронной концентрации и температуры, а также потока ионов в ионосфере, что, как полагают, должно облегчить обработку данных, полученных от спутника NOAA-I. Запущен в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе со спутником NOAA-I (табл., № 38) одной ракетой. Информация от спутника передавалась в течение двух витков, как было предусмотрено программой.

«Эксплорер XLII» (табл., № 40). Исследовательский спутник, предназначен для исследования небесной сферы и источников рентгеновского излучения. Запущен с итальянского морского стартового комплекса «Сан Марко», находящегося в Индийском океане у берегов Кении. Вышел на орбиту, близкую к расчетной (круговая высотой 550 км). Спутник (рис. 4) имеет форму цилиндра (диаметр 0,56 м, длина 1,16 м), состоит из двух блоков: блока служебной аппаратуры (79,4 кг) и блока научной аппаратуры (63,5 кг). К корпусу первого из них крепятся четыре раскрываемые на орбите панели с солнечными элементами, обеспечивающими общую мощность ~ 27 вm. На концах трех панелей смонтированы две командные и одна телеметрическая антенны. Служебная аппаратура включает магнитную систему ориентации оси вращения, маховик, записывающее устройство, аккумуляторные батареи и связное оборудование. Блок научной аппаратуры включает два независимых идентичных комплекса приборов, которые установлены симметрично относительно продольной оси спутника, а их чувствительные элементы обращены в противоположные стороны. В состав каждого комплекта входят наполненный аргоном пропорциональный счетчик для регистрации рентгеновского излучения в диапазоне 2-20 кэв; два коллиматора, один из которых обеспечивает узкое (1 х 10°), а другой широкое (10х10°) поле зрения для пропорционального счетчика; звездный датчик; солнечный датчик и оборудование для обработки полученных данных.

Пропорциональные счетчики сканируют полосу небесной сферы шириной 10°, для обзора всей сферы потребуется 1,5-2 месяца. Для обеспечения сканирования спутник вращается (5 об/час), стабилизация оси вращения обеспечивается маховиком (2000 об/мин). Ориентация оси вращения может быть изменена с помощью магнитной системы, что дает возможность обзора различных областей небесной сферы. Для изменения ориентации требуется от 5 до 24 часов.

При обнаружении источника рентгеновского излучения определяются его положение на небесной сфере, интенсивность излучения и ее изменение, энергетический спектр. Положение наиболее интенсивных источников определяется с точностью до 1', слабых - до ~15'. Информация со спутника передается как с записи, так и в реальном масштабе времени.

«Пэол»¹ (табл., № 41). Запуск спутника является подготовительным этапом программы «Эол», предусматривающей изучение метеорологических условий в южном полушарии, где очень мало метеостанций. В рамках этой программы в 1971 г. предусмотрен запуск французского спутника CAS-A, предназначенного для сбора метеорологической информации от ~ 500 шаров-зондов. Основные задачи запуска спутника «Пэол»: 1. Испытания радиосистемы, обеспечивающей сбор информации от шаров-зондов. 2. Испытания гравитационной системы ориентации и стабилизации, предназначенной для спутника CAS-A. Эта система использует стержень длиной 10 м, образуемый при помощи специального бортового устройства из ленты (бериллиевая бронза), пропускаемой через фильер. Для демпфирования либрации на конце стержня имеется груз. Система стабилизации должна обеспечивать постоянную направленность на Землю бортовой антенны. 3. Исследование влияния факторов космического полета на характеристики экспериментальных солнечных элементов. Помимо этих задач, были также предусмотрены не связанные с программой «Эол» испытания ракеты-носителя «Диаман В», головного обтекателя с пневматической системой отделения, серебряно-кадмиевой батареи, пиротехнических устройств, а также геодезические измерения, для чего на спутнике имеются 44 отражателя лазерного излучения, подобные тем, которые были установлены на спутниках «Диадем» (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 520). Корпус спутника (рис. 6) имеет форму восьмигранной призмы; на одном из днищ смонтирована коническая спиральная антенна дециметрового диапазона для проведения экспериментов в рамках программы «Эол», на другом днище - устройство для образования стержня гравитационной системы ориентации и стабилизации и восемь откидывающихся панелей с 2016 солнечными элементами, обеспечивающими мощность до 20 вт. На краю каждой панели смонтировано по пять отражателей лазерного излучения и еще четыре отражателя - у основания конической антенны. На боковой поверхности корпуса установлены антенны командно-телеметрической системы. Бортовая аппаратура (приемник, передатчик, магнитная система ориентации с магнитометром, аккумуляторная батарея и др.) размещается внутри цилиндрического контейнера, который крепится к корпусу на специальной амортизирующей подвеске.

Согласно программе, спутник должен был выйти на орбиту с перигеем 730 км, апогеем 800 км и наклонением 15°. Однако ракета-носитель сообщила спутнику скорость на 40 м/сек меньшую расчетной, и он вышел на более низкую орбиту (см. табл.). По мнению руководителей программы «Эол», это не должно отразиться на выполнении программы запуска.

«Аполлон XIII». Основные задачи третьего полета пилотируемого корабля на Луну: установка на Луне комплекта ALSEP¹ № 2, включающего радиоизотопную энергоустановку SNAP-27, телеметрическую систему и научные приборы (см. ниже); доставка на Землю ~40 кг образцов лунного грунта, в т. ч. с глубины до 3 м из пробуренной скважины; проведение сеансов цветного телевидения с поверхности Луны; киносъемка (впервые) некоторых процессов, в частности процесса бурения скважин; проведение экспериментов для изучения механических свойств грунта, связи вне пределов прямой видимости и др.; фотографирование поверхности Луны, солнечной короны, зодиакального света; изучение светящихся частиц вокруг корабля; обеспечение попадания на Луну отделившейся от корабля последней ступени ракеты-носителя (сейсмические колебания и волна частиц, вызванные падением, будут регистрироваться сейсмометром и детектором ионов из комплекта ALSEP № 1, установленного космонавтами «Аполлона XII»); обеспечение попадания на Луну использованной взлетной ступени (ВС) лунного отсека (ЛО) после доставки космонавтов с Луны в основной блок корабля (ОБК), обращающийся по селеноцентрической орбите (сейсмические колебания будут регистрироваться сейсмометрами из обоих комплектов ALSEP); проведение сеансов цветного телевидения из отсека экипажа (ОЭ).

Экипаж корабля: Джеймс Ловелл (командир корабля), Джон Суиджерт² (пилот ОБК), Фред Хейс (пилот ЛО). Подготовка космонавтов проводилась в основном по той же программе, что и при подготовке первых двух лунных экспедиций, но с учетом специфики программы предстоящего полета. Экипировка космонавтов была несколько модифицирована с учетом опыта, приобретенного при полете «Аполлона XII». В частности, была предусмотрена возможность утоления жажды при выходе на Луну, для чего по окружности горловины скафандра в месте его соединения со шлемом был прикреплен тороидальный баллон (200 г воды) со специальным мундштуком. Меры микробиологической защиты и карантинизации аналогичны мерам для космонавтов «Аполлона XII» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., стр. 508). На Луне следовало установить ряд научных приборов: детектор ионов, ионизационный манометр, спектрометр частиц в солнечной плазме и сейсмометр - такие же, как в комплекте ALSEP № 1, а также два других прибора: детектор протонов и электронов (50-150·10³ эв) у лунной поверхности и прибор для измерения тепловых потоков, идущих из недр Луны к ее поверхности через пробуренные скважины. Для бурения скважин диаметром 2,5 см и глубиной до 3 м на борту имелся электробур с электромотором мощностью 0,5 л. с. и серебряно-цинковая батарея для его питания. Предполагалось также установить ловушку ядер инертных газов, содержащихся в солнечном ветре, и вернуть ее на Землю.

Для запуска корабля была использована ракета-носитель «Сатурн V» (AS-508), которая имела в основном такие же характеристики, как ракета (AS-507), которой запускался «Аполлон XII», за исключением того, что на всех ступенях был несколько увеличен запас топлива, а на последней ступени (ракета S-4B-508) имелось дополнительное устройство для обеспечения сбрасывания ее на Луну. Корабль (43,9 т) был почти полностью аналогичен «Аполлону XII». Некоторые изменения были внесены в систему электропитания ОБК. Космонавты должны были совершить два выхода на поверхность Луны. Начало первого выхода планировалось на 16 апреля в 7 час 20 мин с возвращением в 11 час 12 мин. Задача - установить камеру цветного телевидения, американский флаг и приборы комплекта ALSEP (в 150 км от ЛО), просверлить три скважины в грунте (две для измерения тепловых потоков, а третью для взятия образцов грунта), собрать образцы с поверхности Луны. Начало второго выхода намечалось на 17 апреля в 3 час 11 мин с возвращением в 6 час 56 мин; задача - сбор образцов грунта. В 8 час 38 мин планировалось начало подготовки к старту и в 12 час 22 мин - старт с поверхности Луны.

Запуск был проведен в расчетное время в 19 час 30 мин 11 апреля. Последняя ступень с кораблем вышла на близкую к расчетной орбиту с перигеем 190,14 км и апогеем 197 км. Второй старт (переход на траекторию полета к Луне) и начало перестроения отсеков были проведены в расчетное время. Во время перестроения проводился сеанс цветного телевидения. В 23 час 15 мин корабль отделился от ступени, которая в результате проливки топлива через ее двигатели вышла на иную, чем корабль, траекторию полета к Луне. Позже по команде с Земли эта траектория была скорректирована с тем, чтобы обеспечить падение ступени в заданном районе Луны. Она упала на Луну примерно в 140 км от сейсмометра и детектора ионов, которые зарегистрировали явления, вызванные этим падением. От запланированной первой (необязательной) коррекции траектории отказались, вторая была проведена в расчетное время, и корабль перешел с траектории свободного возвращения на гибридную траекторию. От необязательной третьей коррекции отказались. Ловелл и Хейс перешли в ЛО для проверки бортовых систем и провели оттуда 30-минутный сеанс телевидения. Утром 14 апреля, вскоре после возвращения космонавтов в ОЭ, произошла авария, которая заставила отказаться от посадки на Луну. В одном из двух кислородных бачков ДО (рис. 7, 20) сначала повысилось, а потом упало до нуля давление. Как выяснилось впоследствии, на борту произошло короткое замыкание, загорелась изоляция проводов и пламя, подойдя к бачку, прожгло отверстие в его стенке. Кислород под высоким давлением вырвался из бачка, повредил второй бачок и сорвал панель, закрывающую отделение, в котором находились бачки (см. рис. 7, 21). Космонавты сообщили, что они слышали «хлопок» (bang) из ДО, а затем на пульте появился сигнал неисправности в системе электропитания ОЭ. Спустя 3-4 мин вышла из строя одна из трех батарей топливных элементов (ТЭ), а через 20 мин - вторая. В 5 час 11 мин, когда кислорода во втором бачке осталось на 15 мин работы третьей батареи ТЭ, по указанию руководителей полета Ловелл и Хейс перешли в ЛО и включили его бортовые системы, чтобы в дальнейшем использовать ЛО в качестве «спасательного бота». Люки переходного туннеля были оставлены открытыми, чтобы кислород из системы жизнеобеспечения ЛО проникал в ОЭ¹. Оставшийся в ОЭ Суиджерт выключил все бортовые системы этого отсека. Расчеты показали, что при экономном расходовании ресурсов ЛО должно хватить до сближения с Землей (3-4 суток). NASA создало специальный комитет, который собирался каждые 8 час, производил общий анализ обстановки и разрабатывал рекомендации для руководства NASA.

Для возвращения космонавтов на Землю необходимо было в первую очередь перевести корабль с гибридной траектории на траекторию, обеспечивающую его возвращение на Землю после облета Луны (переход на траекторию возвращения без облета Луны не позволяли энергетические характеристики корабля). Для коррекции траектории 14 апреля в 8 час 43 мин был включен двигатель посадочной ступени (ПС), корабль перешел на траекторию, обеспечивающую посадку в Индийском океане, но это было нежелательно, поскольку там не было американских средств поисково-спасательного комплекса (ПСК). Решили провести еще одну коррекцию, чтобы обеспечить посадку в Тихом океане ближе к расчетной точке; вторая коррекция была проведена 15 апреля (после облета Луны) в 2 час 41 мин с помощью двигателя ПС. Но затем выяснилась необходимость дополнительной коррекции, т. к. иначе корабль прошел бы на расстоянии 165 км от Земли и вышел на второй виток эллиптической орбиты с апогеем в несколько сот тысяч километров и пока снова сближался с Землей, космонавты погибли бы. Третья коррекция была назначена на 16 апреля в период с 4 час 30 мин до 7 час 30 мин. Космонавты мерзли, плохо спали. Коррекция была проведена в 4 час 32 мин и обеспечила угол (6,05°) входа в атмосферу Земли, который, хотя и находился в допустимых пределах (5,8°-7,3°), но не был оптимальным (6,25°-6,75°). Для обеспечения оптимального угла 17 апреля в 12 час 53 мин была проведена четвертая и последняя коррекция с помощью двигателей системы ориентации ЛО. Отделение ДО было проведено 17 апреля в 13 час 15 мин, всего за 5 час до расчетного времени посадки. Решение по возможности дольше не отделять ДО было принято с тем, чтобы не усложнять стабилизацию и терморегулирование корабля, который после отделения остается в нерасчетной компоновке «ОЭ + ЛО». После удаления от ДО на безопасное расстояние космонавты сфотографировали его, чтобы получить представление о характере повреждений. Полет корабля с нерасчетной конфигурацией продолжался более трех часов, затруднений со стабилизацией не возникало. В 16 час 27 мин все космонавты перешли в ОЭ, а через 3 мин от него был отделен ЛО, который упал в Тихий океан. Поскольку на корпусе ЛО была смонтирована капсула с радиоизотопом для энергоустановки SNAP-27, в район падения были высланы самолеты для взятия проб воздуха на радиоактивность. По заявлению специалистов NASA разрушение капсулы и радиоактивное заражение исключены. 17 апреля в 18 час 7 мин ОЭ приводнился в Тихом океане в точке с координатами 21°39' ю.ш. и 165°23' з. д. в 700 м от расчетной точки. Полет продолжался 142 час 54 мин. Отсек приводнился нормально, к нему были сброшены водолазы, космонавты подняты на борт вертолета, который доставил их на авианосец «Иводзима». Медицинский осмотр показал, что Ловелл и Суиджерт здоровы, а у Хейса наблюдалось некоторое расстройство здоровья. Все космонавты были очень утомлены, потеряли в весе (2,3-4,5 кг). В связи с благополучным возвращением президент Никсон вручил космонавтам, а также наземным службам в Хьюстоне, обеспечивавшим полет, «Медаль Свободы» - высшую гражданскую награду США (этой медалью были также награждены экипажи «Аполлона XI» и «Аполлона XII»).

Специальная комиссия провела расследование причин аварии и написала доклад с соответствующими рекомендациями. При подведении итогов было отмечено, что это был первый аварийный полет пилотируемого корабля по программе «Аполлон», ни одна из задач полета, за исключением падения на Луну последней ступени ракеты, не была выполнена. Полет выявил необходимость модификации кораблей с целью предотвращения пожаров в кислородной среде, некоторой модификации второй ступени ракеты-носителя (для предотвращения продольных колебаний в магистралях жидкого кислорода), пересмотра правил, регламентирующих образ жизни космонавтов в последние недели перед полетом (чтобы, по возможности, уберечь их от инфекции), а также комплектования экипажей из опытных летчиков-испытателей (пока не будут созданы корабли достаточно большие для размещения пассажиров). Благополучное возвращение космонавтов после такой серьезной аварии специалисты США расценивают как демонстрацию широких технических возможностей кораблей «Аполлон», эффективность наземных служб в аварийной ситуации, мужество и высокую квалификацию космонавтов.

Лит.: «Aeronautics and Space Report», «Aerospace Daily», «Aviation Week and Space Technology», «Electronics News», «Interavia Air Letter», «NASA News Release», «Science News», «Sky and Telescope», «Spacewarn Bulletin», «Space World».

¹ После выгорания топлива бортовых РДТТ. ² Общая масса выведенного на орбиту объекта. ³ Подобен спутнику, запущенному в 1969 г. (см. Ежегодник БСЭ 1970 г. табл. № 33). На орбиту также вышла последняя ступень («Бёрнер 2») ракеты-носителя. ⁴ Запущен в качестве дополнительной полезной нагрузки. Спустя 103 мин после старта отделился от ракеты «Аджена» с помощью бортового двигателя и перешел на более высокую орбиту. ⁵ По-видимому, это третий спутник серии IS (см. Ежегодник БСЭ 1970 г. табл. № 17). ⁶ По материалам доклада президента Никсона конгрессу. В некоторых источниках (в частности, табл. в журнале Flight, 1971, 28/1) спутник называют «Оскар-19» (?). ⁷ По-видимому, четвертый спутник серии IS (см. табл., № 22). ⁶ Спутник запущен в рамках программы 647, предполагают, что он является развитием спутника военного назначения «Мидас» (см. Ежегодник БСЭ, 1961 г., с. 448). Программа «Мидас» в свое время была переименована в программу 461, затем - в программу 266, позже - в программу 949 и, наконец, - в программу 647. Согласно неофициальным сведениям, предназначен для фоторазведки, обнаружения запуска ракет, а также ядерных взрывов. Получил название IMEWS (Integrated Multipurpose Early Warning Satellite - комплексный многоцелевой спутник раннего обнаружения). По-видимому, это усовершенствованный вариант спутника IS (см. табл., № 30). В докладе президента Никсона элементы орбиты спутника (перигей 26050 км, апогей 35890 км, наклонение 7,8°) отличаются от приведенных в таблице (№ 33), которая составлена по материалам, заимствованным из журнала Flight. Полагают, что увеличение перигея и уменьшение наклонения орбиты являются результатом включения двигателей последней ступени ракеты-носителя, которая должна была перевести спутник на расчетную синхронную орбиту с наклонением 9,9°. ⁹ По материалам доклада президента Никсона. В других источниках этот спутник не упоминается.