В 1971 г. состоялись запуски долговременной орбитальной научной станции «Салют», пилотируемых космических кораблей «Союз-10» и «Союз-11», автоматических станций для исследований Луны и Марса. Продолжались запуски искусственных спутников Земли научного и прикладного назначения.

Долговременная орбитальная научная станция «Салют» представляет собой сложный пилотируемый космический аппарат нового типа, предназначенный для проведения в околоземном пространстве широкого комплекса научных и технических исследований и экспериментов. Станция «Салют» (рис. 1 и рис. 2) состоит из трех основных отсеков: переходного (ПО), рабочего (РО) и агрегатного (АО).

Переходной отсек - одно из рабочих помещений станции. Корпус ПО герметичен. Внутри отсека установлены элементы систем жизнеобеспечения и терморегулирования, аппаратура астрофизической обсерватории «Орион» и пульты управления. Снаружи расположены две панели солнечной батареи, антенны систем поиска и наведения, световые индексы, включаемые при сближении и стыковке, ионные датчики, телекамера внешнего обзора, агрегаты системы терморегулирования, шаровые баллоны с запасами сжатых газов, телескоп обсерватории «Орион». В состав ПО входит узел для стыковки станции с кораблем «Союз» на орбите искусственного спутника Земли. ПО соединен с РО люком-лазом, оборудованным автоматическим и ручным приводами.

Рабочий отсек - основное рабочее и жилое помещение станции. Конструктивно эта часть «Салюта» выполнена в виде двух цилиндров диаметром 2,9 м и 4,15 м, соединенных между собой конической обечайкой. РО также герметичен. Внутри РО размещается оборудование системы обеспечения жизнедеятельности, радиотехническая и телевизионная аппаратура, аппаратура управления бортовым комплексом, энергопитания, ориентации и управления движением, телеметрии, пульты и рабочие места экипажа, детали интерьера, устройства для перемещения и фиксации экипажа, научная и экспериментальная аппаратура, запасы пищи и воды. На наружной поверхности РО установлены панели радиаторов системы терморегулирования, антенны систем связи и радиотелеметрии, датчики Солнца, визирные устройства. В жилых помещениях станции поддерживается газовый состав, подобный атмосфере у поверхности Земли, а также необходимые температура и влажность. Для работы с приборами ориентации и навигации, фотографирования и визуальных наблюдений в переходном и рабочем отсеках «Салюта» имеется 21 иллюминатор со съемным или стационарным оборудованием.

На торцевой части корпуса РО расположен негерметичный агрегатный отсек, в котором сконцентрировано оборудование, обеспечивающее управление движениями станции - маневрированием с целью изменения параметров орбиты или ориентации станции в пространстве. Для этого в АО под защитным экраном установлены корректирующая двигательная установка многоразового действия и баки с топливом, а на корпусе АО размещены двигатели системы ориентации и стабилизации с топливными баками и шаровыми баллонами для сжатого газа - рабочего тела исполнительных органов. На корпусе АО размещены также антенны систем радиосвязи и радиоконтроля, светильник, агрегаты системы терморегулирования, ионные датчики, телекамера внешнего обзора, панели солнечной батареи и антенны системы поиска.

Энергоснабжение бортовой аппаратуры осуществляется от единой системы энергопитания, включающей в себя солнечные батареи и химические источники тока. Площадь панелей с солнечными элементами равна 42 м².

Экипаж на борт станции «Салют» доставляется с помощью транспортного корабля «Союз». В связи с выполнением новых функций некоторые системы и устройства корабля модифицированы. В частности, разработана новая конструкция стыковочного узла. Его составные элементы - штырь и приемный конус установлены на открывающихся внутрь крышках люков корабля «Союз» и станции «Салют». После причаливания корабля к станции происходит жесткая механическая стыковка аппаратов и соединение их электрических цепей и гидравлических коммуникаций. Между «Союзом» и «Салютом» образуется герметизированный туннель, позволяющий космонавтам перейти из «Союза» на борт «Салюта». После завершения программы полета экипаж переходит обратно в «Союз», отстыковывает корабль и возвращается затем на Землю.

Длина космического комплекса «Салют» - «Союз» - 21,4 м, максимальный диаметр - 4,15 м, объем герметичных отсеков со 100 м³. Вес орбитального комплекса свыше 25 т. Вес станции «Салют» - 18 900 кг.

Запуск научной станции «Салют» состоялся 19 апреля. В тот же день была проведена коррекция орбиты. Спустя четверо суток, 23 апреля в 2 час 54 мин ¹ стартовал и в 3 час 03 мин вышел на расчетную орбиту космический корабль «Союз-10». На его борту находился экипаж в составе командира корабля В. А. Шаталова, бортинженера А. С. Елисеева и инженера-испытателя Н. Н. Рукавишникова.

¹ Здесь и далее - время московское.

В ходе совместного полета «Салюта» и «Союза-10» осуществлялся комплекс исследований по проверке работоспособности усовершенствованных систем, обеспечивающих взаимный поиск, дальнее сближение, причаливание, стыковку и расстыковку корабля и станции. 23 апреля, в 13 час 15 мин была проведена коррекция орбиты «Союза-10». В результате коррекции расстояние между аппаратами утром 24 апреля уменьшилось до нескольких километров. Это позволило привести в действие автоматическую систему сближения. В данном эксперименте «Союз-10» являлся «активным» кораблем и совершал все маневры по сближению со станцией «Салют». Когда расстояние между аппаратами сократилось до 180 м, экипаж перешел на ручное управление и осуществил стыковку «Союза-10» со станцией «Салют». Схема встречи, причаливания и стыковки, а также использованная аппаратура были отработаны ранее в экспериментах с ИСЗ серии «Космос» и в предыдущих полетах кораблей «Союз». Основное отличие операций в данном полете заключалось в том, что впервые была осуществлена стыковка двух космических объектов с существенно различными массами. Процессы маневрирования в непосредственной близости и стыковка, управление космической системой «станция-корабль» с точки зрения динамики полета весьма отличны от экспериментов, при которых такие операции выполняются однотипными аппаратами, как это имело место ранее. Поэтому огромный практический опыт, полученный во время стыковки разнотипных, различных по массе и геометрическим размерам космических аппаратов «Союз-10» и «Салют», был весьма полезен для дальнейшего развития орбитальных станций.

Полет космической системы «Салют» - «Союз-10» продолжался в течение 5 час 30 мин. В ходе полета проводилась проверка бортовых систем, оценивались динамические характеристики. После выполнения намеченных экспериментов экипаж произвел расстыковку и отвел корабль от станции. Далее космонавты осуществили облет «Салюта», во время которого они осмотрели станцию с разных сторон и сфотографировали. Затем аппараты разошлись и продолжали совместный полет, выполняя дальнейшую программу научно-технических экспериментов.

Программа полёта была полностью сорвана-на КК «Союз-10» находился 1-й экипаж ОКС. Стыковочный узел на КК был сломан и переход на станцию оказался невозможен.-Хл.

Полет корабля «Союз-10» завершился 25 апреля: в 1 час 59 мин он сошел с орбиты и в 2 час 40 мин совершил мягкую посадку в 120 км северо-западнее Караганды. Проведенные в ходе полета «Союза-10» исследования являлись первым этапом общей программы работ с орбитальной научной станцией «Салют». Ее полет продолжался. В таблице 1 приведено изменение параметров орбиты «Салюта» за период 30 апреля - 15 мая.

Большое место в программе экспериментов на борту «Салюта» занимали медико-биологические исследования. Они составляли значительную часть программ 4-го, 6-го и 7-го рабочих дней экипажа, проводились они и в другие дни. Целью медицинских экспериментов являлось осуществление контроля за состоянием здоровья космонавтов и фундаментальное изучение человеческого организма для научного прогнозирования реакции различных систем организма на воздействие факторов космического полета. При этом использовалась новая специализированная бортовая клиническая аппаратура для проведения медико-физиологических измерений. Особенно углубленно исследовалась реакция сердечно-сосудистой системы на невесомость. Применение многоканальных усилительно-преобразующих устройств и специальной медицинской аппаратуры позволило получить комплексную многоплановую информацию о деятельности жизненно важных систем человека и прежде всего сердечно-сосудистой и дыхательной. У экипажа станции контролировалось значительно большее, чем ранее, число параметров: объем и скорость вдоха и выдоха, артериальное давление, скорость распространения пульсовой волны по артериям и др. Аппаратура позволяла определять фазы сердечного цикла, измерять пульс бедренной артерии, снимать 12 электрокардиограмм, регистрировать около 30 параметров кровообращения. У всех членов экипажа была взята кровь для ее лабораторных исследований на Земле. Для оценки влияния условий невесомости на изменения в организме человека во время полета были выполнены измерения плотности костной ткани. Проводились исследования зрительных характеристик глаз и измерялась сила кистей рук.

Космонавты регулярно выполняли физические упражнения, тренировались на «бегущей дорожке», позволяющей сохранить в невесомости навыки ходьбы и силу мышц. Они использовали специальные костюмы, которые «нагружали» костно-мышечную систему. Таким образом осуществлялся ряд мер, призванных в какой-то степени компенсировать отсутствие привычного для организма земного тяготения.

На борту «Салюта» проводился эксперимент по изучению влияния условий невесомости на эмбрионы лягушек и на развитие некоторых видов высших растений.

Важный вклад в различные отрасли науки и народного хозяйства вносят результаты экспериментов по изучению Земли и атмосферы из космоса, которые проводил экипаж с помощью аппаратуры станции. Одна из проблем, над решением которой успешно работают советские ученые и космонавты,- изучение оптических характеристик дневного, ночного и сумеречного горизонтов Земли. Экипаж «Салюта» проводил также спектрографирование отдельных участков поверхности Земли в целях отработки методики различения природных образований по особенностям характерных для них спектров отражения. Серьезное внимание было уделено проблеме влияния толщи атмосферы на спектр отраженной радиации. В этих целях был осуществлен комплексный геофизический эксперимент. В период девятого рабочего дня экипаж станции проводил спектральную съемку характерных образований земной поверхности и прибрежных районах Каспийского моря. Одновременно выполнялась аэрофотосъемка тех же районов со специально оборудованных самолетов экспедиций ЛГУ и АН СССР.

Космонавты постоянно проводили наблюдения и фотографирование разнообразных атмосферных образований и явлений (тайфунов, циклонов и т. п.), облачного покрова и характерных с геологической точки зрения участков земной поверхности. Они фотографировали также облачный покров над районами Поволжья. Одновременно телевизионная съемка тех же облачных образований выполнялась спутником «Метеор». Целью данного эксперимента являлось изучение тонкой структуры облачных систем и отработка методики дешифрирования телевизионных снимков, полученных с ИСЗ «Метеор».

Важное значение имеют эксперименты по изучению первичного космического гамма-излучения, которые проводил экипаж «Салюта» с помощью гамма-телескопа, а также астрономические наблюдения с использованием орбитальной обсерватории «Орион». Во время полета станции «Салют» были получены спектрограммы звезд Бета Центавра и Альфа Лира в диапазоне длин волн 2000-3800Ằ. Работа с системой «Орион» подтвердила правильность положенных в основу ее разработки основных принципов создания заатмосферных обсерваторий, работающих в условиях открытой космической среды и управляемых космонавтом, находящимся внутри орбитальной станции. Экипаж «Салюта» выполнял и чисто технические эксперименты, связанные с испытаниями и отработкой новых приборов и агрегатов космической техники в натурных условиях орбитального полета. Космонавты провели испытания широкоугольного визира - нового прибора для точной ориентации по Солнцу и планетам. Они неоднократно проводили навигационные измерения и с помощью бортовой электронно-вычислительной машины определяли параметры орбиты станции. Была осуществлена проверка новой аппаратуры ионной ориентации, исследовалась точность работы гироскопических приборов, изучалось влияние космической среды на оптические поверхности иллюминаторов и на свойства специальных оптических образцов, исследовавшихся с целью разработки заатмосферных астрономических приборов. Испытывались новые элементы систем жизнеобеспечения, предназначенных для длительных полетов.

С помощью многофункциональной аппаратуры «Эра» исследовалось явление высокочастотного резонанса на передающих радиоантеннах, измерялись параметры ионосферы, изучалось пространственное распределение заряженных частиц вблизи станции, определялся потенциал ее корпуса. Были исследованы и другие процессы и явления, которые сопутствуют движению станции в разреженной низкотемпературной плазме. Космонавты проводили эксперименты по измерению уровня и тканевых доз радиации, что важно для эффективной системы дозиметрического контроля. Велись наблюдения за микрометеорной обстановкой в космическом пространстве.

Отработка автономных средств и методов ориентации и навигации, а также системы управления комплексом «Салют» - «Союз» при маневрировании показала хорошую управляемость новой космической системы и эффективность ручного управления и ориентации.

Полет станции «Салют» с экипажем на борту продолжался 23 дня. Космонавты полностью выполнили программу научно-технических экспериментов и 29 июня, перенеся материалы исследований и бортжурналы в корабль «Союз-11», заняли свои рабочие места в его кабине. В 21 час 28 мин корабль «Союз-11» и станция «Салют» расстыковались и продолжали дальнейший полет раздельно. Для осуществления спуска на Землю 30 июня в 1 час 35 мин была включена тормозная двигательная установка «Союза-11», проработавшая расчетное время. В соответствии с программой после аэродинамического торможения в атмосфере вступила в работу парашютная система и непосредственно перед Землей - двигатели мягкой посадки.

Полет спускаемого аппарата завершился плавным приземлением в заданном районе, но за 30 мин до посадки внезапно произошла быстрая разгерметизация кабины, приведшая к гибели космонавтов.

Космический рейс в околоземном пространстве Г. Т. Добровольского, В. Н. Волкова и В. И, Пацаева внес неоценимый вклад в развитие космонавтики. Он дает возможность идти вперед по пути использования долговременных пилотируемых орбитальных станций, открывая дорогу новым свершениям. Беспримерный подвиг героев навсегда сохранится в истории освоения космического пространства.

Советские космонавты Г. Т. Добровольский, В. Н. Волков, В. И. Пацаев перед космическим стартом. Завершив программу полёта на первой пилотируемой орбитальной станции «Салют», 30 июня 1971 г. погибли на корабле «Союз-11» при возвращении на Землю.

С 29 июня по 11 октября станция «Салют» функционировала на околоземной орбите в автоматическом режиме. 20 июля параметры орбиты имели следующие значения: высота в апогее - 262 км, высота в перигее - 223 км, период обращения - 89,25 мин, наклонение - 51°,6. 11 октября со станцией «Салют» были проведены заключительные операции с целью спуска ее с орбиты искусственного спутника Земли. После ориентации «Салюта» в пространстве была включена тормозная двигательная установка. В результате ее работы станция перешла на траекторию спуска, вошла в плотные слои атмосферы над заданным районом экватории Тихого океана и прекратила существование. В общей сложности станция «Салют» пробыла в суровых условиях космического пространства почти полгода, и все это время системы, которые обеспечивали ее функционирование как в пилотируемом, так и в автоматическом режиме, работали бесперебойно.

В 1971 г. продолжалось функционирование автоматического самоходного аппарата «Луноход-1», доставленного на поверхность Луны 17 ноября 1970 г. (см. Ежегодник БСЭ 1971 г.). В ночь на 8 января был проведен сеанс связи с аппаратом и началось выполнение программы третьего лунного дня. Одной из основных задач этого периода являлось выведение лунохода в точку с заданными селенографическими координатами- к месту посадки АС «Луна-17». Предстояло оценить точность и надежность навигационной системы и проверить методы навигации, дистанционного управления и вождения лунохода. Самоходный аппарат двигался к посадочной ступени по новой трассе (рис. 4). Общее направление движения было на северо-запад. Текущие координаты аппарата определялись с помощью бортовых навигационных приборов и периодически уточнялись по положению Солнца и Земли. Это обеспечило выведение аппарата в расчетную точку и в заданное время. В течение третьего лунного дня был пройден путь длиной 1936 м. С наступлением 21 января лунной ночи луноход вновь находился в стационарном положении, а 7 февраля начал движение на север, в направлении мыса Гераклида (рис. 5). К 19 февраля запланированная трехмесячная программа научно-технических исследований и экспериментов была выполнена полностью. За 4 лунных дня самоходная лаборатория преодолела расстояние в 5228 м. Анализ состояния и работы бортовых систем показал возможность продолжения активного функционирования автоматического аппарата на лунной поверхности. С этой целью была составлена дополнительная программа работы лунохода. Успешное функционирование космического аппарата продолжалось 10,5 месяцев и завершилось 4 октября. Прекращение активной работы «Лунохода-1» было вызвано выработкой ресурсов его изотопного источника тепла, что привело к понижению температуры внутри аппарата в течение 11-й лунной ночи с 15 по 30 сентября.

Орбитальная станция «Салют»: I - космический корабль «Союз»; II - переходной отсек; III - рабочий отсек; IV - агрегатный отсек. Рис. 2. Схема орбитальной станции «Салют»: 1 - орбитальный отсек космического корабля «Союз»; 2 - иллюминаторы; 3 - антенна обзора системы поиска; 4 - телевизионная камера; 5 - антенна системы наведения; 6 - штырь стыковочного устройства; 7 - приемный конус стыковочного устройства; 8 - панели солнечных батарей; 9 - аппаратура астрофизической обсерватории «Орион»; 10 - люк-лаз; 11 - световые индексы; 12 - научное оборудование рабочего отсека; 13 - бытовое оборудование; 14 - микродвигатели системы ориентации; 15 - системы агрегатного отсека; 16 - кресло космонавта у пульта управления станцией; 17 - шары-баллоны с запасами сжатых газов; 18 - датчик ориентации. Рис. 3. Фрагмент орбитальной панорамы с изображением района Залива Зноя Океана Бурь с кратером Эратосфен. Рис. 4. Топографическая схема маршрута «Лунохода-1» с 17 ноября 1970 г. по 1 января 1971 г. Рис. 5. Топографическая схема маршрута «Лунохода-1» с 7 февраля 1971 г. по 13 апреля 1971 г. Рис. 6. Автоматическая станция «Марс-3»: 1 - приборный отсек; 2- антенна научной аппаратуры «Стерео»; 3 - остронаправленная параболическая антенна; 4 - спускаемый аппарат; 5 - радиаторы системы терморегулирования; 6 - панель солнечной батареи; 7 - блок баков двигательной установки; 8 - оптико-электронные приборы системы астроориентации; 9 - антенны связи со спускаемым аппаратом; 10 - магнитометр; 11 - малонаправленные антенны; 12 - оптико-электронный прибор системы автономной навигации; 13 - корректирующий и тормозной двигатель. Рис. 7. Спускаемый аппарат станции «Марс-3»: 1 - автоматическая марсианская станция; 2 - аэродинамический тормозной конус; 3 - антенна радиовысотомера; 4 - парашютный контейнер; 5 - антенны связи с орбитальной станцией; 6 - двигатель ввода вытяжного парашюта; 7 - двигатель увода спускаемого аппарата; 8 - приборы и аппаратура системы автоматического управления; 9 - основной парашют. Рис. 8. Схема посадки спускаемого аппарата станции «Марс-3». Рис. 9. Схема межпланетного перелета станций «Марс-2» и «Марс-3».

При выполнении научных исследований и инженерно-конструкторских испытаний самоходный автоматический аппарат прошел расстояние, равное 10 540 м, что позволило детально обследовать лунную поверхность на площади 80 000 м². Для этого с помощью телевизионных систем аппарата было получено более 200 панорам и свыше 20 000 снимков лунного ландшафта. Более чем в 500 точках по трассе движения изучались физико-механические свойства поверхностного слоя грунта, а в 25 точках проведен анализ химического состава.

В итоге обследования луноходом района посадки АС «Луна-17» были построены: топографическая схема трассы в масштабе 1 : 1000, уточненные схемы отдельных участков в масштабе 1 : 200, топографические планы отдельных участков в масштабе 1 : 100, полученные стереофотографическим методом, высотные профили трассы и характерных кратеров.

Геолого-морфологическое описание района выполнялось при изучении панорамных изображений с использованием топографических характеристик местности, данных о вариациях физико-механических и химических свойств грунта и положениях аппарата по пути следования. Получены геолого-морфологические схемы участков стоянки «Лунохода-1» и сделан ряд выводов об особенностях района исследований. Место посадки АС «Луна-17» и район работы «Лунохода-1» представляют собой слегка волнистую равнину, на поверхности которой имеются чашеобразные кратеры разной четкости. Эта равнина сложена скальными породами базальтоидного состава, и, вероятно, образована площадными излияниями лав. Скальные породы перекрыты слоем реголита небольшой мощности. По общей морфологии, характеру реголита и распространенности кратеров и камней исследованный район близок к ранее изученным морским районам экваториальной зоны Луны. Это указывает на общность закономерностей формирования и эволюции лунной поверхности на значительном пространстве лунных морей. Установлено, что среди мелких кратеров (размером от 5-10 см до 30-40 м) преобладают кратеры со сглаженными формами, а количество свежих кратеров с четкими формами рельефа составляет не более нескольких процентов от суммы всех кратеров. Это свидетельствует о том, что процесс образования кратеров на поверхности Луны сильно растянут во времени, и форма их меняется с возрастом - контуры их становятся более сглаженными, смягченными.

На панорамах видно довольно много камней с поперечником от 1-2 см до 40-50 см. Наличие основной части камней на поверхности Луны связано с выбросами их из кратеров. Поскольку около крупных кратеров количество камней резко возрастает, можно полагать, что эти кратеры проникают сквозь реголит в скальное основание. Камни в выбросах из свежих кратеров весьма разнообразны по форме. Это, по-видимому, связано с некоторыми различиями в петрографическом составе пород скального основания. Камни округлой формы встречаются в основном вблизи зрелых кратеров, что можно интерпретировать как результат общего направления эволюции камней в зависимости от времени экспозиции на поверхности Луны под действием экзогенных факторов.

Реголит, покрывающий поверхность скальных пород, представляет собой слабо связанный разнозернистый материал с размером зерен существенно менее 1 мм, содержащий заметное количество щебенки и камней различного размера. Этот материал является в значительной части обломочным, образованным дроблением нижележащих скальных пород. Каменистость реголита различна и наиболее выражена в строении кратерных валов. Мощность реголита в исследованном районе сильно варьирует, и ее колебания установлены в пределах от 1 до 5 м. Эволюция поверхности происходит под преимущественным влиянием двух факторов: 1) образования ударно-взрывных и ударных кратеров с резкими, четкими формами, сопровождающегося выбросами камней и 2) деструкции возникших в различное время кратеров, сопровождающейся поверхностной эрозией и разрушением камней.

Экспресс-анализ химического состава лунного грунта по трассе движения «Лунохода-1» производился спектрометрической аппаратурой. При ее функционировании специальный изотопный источник облучал исследуемый участок поверхности Луны рентгеновскими лучами, ионизируя атомы различных элементов, которые входят в состав лунного грунта. При этом возникали ответные рентгеновские излучения, энергия которых строго соответствует тому или иному химическому элементу. Регистрация ответного излучения и измерения его энергии позволили определить, какие элементы подверглись облучению и каково их содержание в грунте. Химический состав лунного грунта исследовался во многих местах с характерными геолого-морфологическими особенностями. Изучались ненарушенная поверхность, кратеры разных возрастов (в т. ч. отдельные детали кратеров: дно, склоны, валы), породы, лежащие на глубине ~10 см, которые обнажались при специальных маневрах лунохода, а также отдельные камни. Наряду с этим проведено комплексное изучение ряда участков лунной поверхности: на одном и том же участке определялись как физико-механические свойства, так и химический состав. В результате исследований химического состава определены вариации в содержании алюминия, кальция, кремния, железа, титана и других элементов. Полученные данные подтверждают общее представление о происхождении реголита вследствие дробления пород в основном базальтового состава.

Физико-механические свойства лунного грунта определялись несколькими методами: внедрением конусно-лопастного штампа в грунт с последующим поворотом, измерением взаимодействия колес «Лунохода-1» с грунтом и по анализу изображений его следов. Использование одновременно нескольких способов получения информации позволило достаточно детально судить о свойствах лунного грунта. По всей трассе движения лунохода грунт представляет собой мелкозернистый материал, обладающий заметными силами сцепления. По гранулометрическому составу и особенностям поведения нет существенных отличий от грунта в местах посадки других космических аппаратов, в т. ч. АС «Луна-16» (см. Ежегодник БСЭ 1971 г.). Мелкозернистый слой грунта в основном имеет глубину не менее 50-100 мм и достаточно однороден по глубине. Самый верхний слой грунта представляет собой рыхлый, пылевидный, легко деформируемый материал. Несущая способность грунта, определенная по внедрению штампа, находится в пределах от 0,2 до 1,0 кг/см², сопротивление вращательному срезу - от 0,02 до 0,09 кг/см². Наиболее распространены величины несущей способности, равной 0,34 кг/см², и сопротивления вращательному срезу - 0,048 кг/см². С глубиной показатели механических свойств грунта возрастают. При повторном углублении штампа наблюдалась хорошая уплотняемость верхнего слоя с увеличением несущей способности. Механические свойства различных лунных образований меняются в широких пределах. Наряду с достаточно прочными камнями встречаются комки, состоящие из слипшегося материала и имеющие малую прочность.

Научная аппаратура для изучения космических лучей солнечного и галактического происхождения, контроля радиационной обстановки на траектории перелета станции «Луна-17» и регистрации радиоактивности на поверхности Луны во время работы самоходного аппарата была настроена на регистрацию протонов, электронов и альфа-частиц различных энергий главным образом в тех энергетических диапазонах, которые недоступны для исследования с Земли из-за экранирующего действия ее атмосферы. Часть счетчиков была расположена под различными углами к оси лунохода, что позволяло не только измерить интенсивность потока частиц, определить их энергетический спектр, оценить состав космических лучей, но и выяснить характер углового распределения потоков, т. е. направления подхода частиц к Луне.

На траектории перелета к Луне радиометрическая аппаратура с самого начала полета АС «Луна-17» зарегистрировала поток протонов с энергией 1-5 Мэв, на два порядка превышающий фоновый поток частиц в межпланетном пространстве. За четыре дня полета к Луне интенсивность понизилась примерно в 5 раз. В это же время регистрировалось медленное восстановление интенсивности галактических космических лучей. Последующий анализ с привлечением солнечных данных и данных об интенсивности протонов той же энергии, полученных аналогичной аппаратурой на АС «Венера- 7» (см. Ежегодник БСЭ 1971 г.), показал, что регистрировалась последняя фаза спада интенсивности большого возрастания солнечных протонов, вызванного мощной протонной солнечной вспышкой, происшедшей 5 ноября 1970 г. После посадки АС «Луна-17» на поверхность Луны интенсивность галактических космических лучей уменьшилась примерно в 2 раза по сравнению с уровнем, регистрировавшимся во время полета. Это свидетельствует об экранировании радиометра от изотропного потока галактических космических лучей телом Луны и подтверждает выводы о низкой радиоактивности поверхностного слоя Луны, сделанные ранее в результате полетов автоматических станций серии «Луна». Во время первого лунного дня на поверхности Луны с 17 по 20 ноября 1970 г. было зарегистрировано возрастание интенсивности в 3 раза от уровня значительного (как и на участке перелета) фона, что связано с солнечными вспышками, происшедшими в этот период. 12 декабря 1970 г. началось значительное возрастание интенсивности протонов с энергией 1-5 Мэв. 13 декабря оно достигло максимума, превысив уровень фона примерно в 10⁴ раза. Интенсивность в максимуме составляла 1,3·10³ см^-2·сек^-1·стер^-1 для протонов с энергией 1-5 Мэв. В конце дня 14 декабря интенсивность резко уменьшилась примерно на 2 порядка, после чего медленно убывала в течение последующих 8 дней. Возрастание интенсивности солнечных космических лучей было вызвано серией вспышек, происшедших на Солнце 10 и 11 декабря.

Ранее полученные данные и результаты исследований космических лучей с помощью АС «Венера-7» и «Лунохода-1» свидетельствуют, что протонная активность Солнца медленно убывает от своего максимума в 1968-69 гг. Более резкое уменьшение протонной активности наблюдается со второй половины декабря 1970 г.

Рентгеновский телескоп, установленный на «Луноходе-1», позволил провести исследование космического рентгеновского фона и дискретных рентгеновских источников. Он включал в себя два пропорциональных счетчика рентгеновских фотонов для области спектра 2-10Ằ. Перед счетчиками установлены коллиматоры, ограничивающие поле зрения каждого счетчика конусом с углом раствора около 3°,5. Оси счетчиков были направлены в местный зенит при горизонтальном расположении лунохода. Перед входным окном одного из счетчиков помещался фильтр, непрозрачный для исследуемой области рентгеновского излучения. Вследствие этого один из счетчиков регистрировал космическое рентгеновское излучение вместе с фоном космических частиц, а второй счетчик - только фон частиц и являлся контрольным. При вращении Луны вокруг оси поле зрения телескопа скользило по небесной сфере. За 18-20 час телескоп поворачивался на 9 -10°. Наблюдения рентгеновского излучения проводились во время стоянок лунохода. Время одной экспозиции составляло 6 час. В итоге была просканирована полоса на небесной сфере, пересекающая плоскость галактики в области созвездия Лебедь. Результаты измерений рентгеновского фона хорошо согласуются с предыдущими данными. Вклад галактики в рентгеновский фон весьма мал. Наблюдались дискретные рентгеновские источники.

Прибор для лазерной локации Луны, изготовленный во Франции и установленный на «Луноходе-1» представляет собой специальный светоотражатель, состоящий из 14 трехгранных призм со стороной грани, равной 10 см. Прямые углы между гранями были выдержаны с точностью до десятых долей угловых секунд. Успешные эксперименты, проведенные в Советском Союзе и во Франции, позволили получить независимые высокоточные измерения параметров системы Земля - Луна: в первых же опытах расстояние до лазерного отражателя было измерено с ошибкой, не превышающей ±3 м.

2 сентября стартовала ракета-носитель с АС «Луна-18» на борту. Запуск станции к Луне осуществлен с орбиты ИСЗ. В ходе полета 4 и 6 сентября были выполнены коррекции траектории движения. 7 сентября при подлете к Луне было проведено торможение станции, в результате которого она перешла на круговую селеноцентрическую орбиту со следующими параметрами: высота над поверхностью Луны - 100 км, наклонение орбиты к плоскости лунного экватора - 35°, период обращения вокруг Луны - 1 час 59 мин. При полете по селеноцентрической орбите станция осуществляла маневрирование с целью отработки методов автоматической окололунной навигации и обеспечения посадки на поверхность Луны. 11 сентября была включена тормозная двигательная установка, станция сошла с орбиты и достигла поверхности Луны в районе материка, окружающего море Изобилия, в точке с координатами 3° 34' с. ш. и 56° 30' в. д. Район посадки был выбран в гористой местности, представляющей большой научный интерес. Но, как показали измерения, прилунение станции в этих сложных топографических условиях оказалось неблагоприятным.

28 сентября осуществлен запуск АС «Луна-19». Основное назначение эксперимента - проведение научных исследований Луны и окололунного космического пространства с орбиты искусственного спутника Луны. Станция направилась к Луне с орбиты ИСЗ. 29 сентября и 1 октября были проведены коррекции траектории движения. 3 октября в результате маневра торможения АС «Луна-19» перешла на круговую селеноцентрическую орбиту с параметрами: высота над поверхностью Луны - 140 км, наклонение орбиты - 40° 35', период обращения - 2 час 01 мин 45 сек. В результате коррекции 6 октября параметры орбиты составили: максимальная высота над лунной поверхностью - 135 км, минимальная высота - 127 км, период обращения - 2 час 01 мин. 26 и 28 ноября были проведены еще две коррекции орбиты станции. Параметры орбиты стали иметь следующие значения: максимальная высота - 385 км, минимальная высота - 77 км, наклонение - 40° 41', период обращения - 2 час 11 мин. АС «Луна-19» в течение многих месяцев вела исследования на селеноцентрической орбите. По результатам радиотехнических измерений параметров орбиты проводились исследования гравитационного поля Луны методом систематических длительных наблюдений за эволюцией орбиты. С борта станции осуществлялись непрерывные измерения характеристик межпланетного магнитного поля в окрестностях Луны. При этом было зарегистрировано, что с освещенной стороны Луны поле в несколько раз сильнее невозмущенного межпланетного магнитного поля. В то же время на ночной стороне магнитное поле заметно ослаблено. Оба указанных эксперимента проводились с целью дальнейшего уточнения научных представлений о внутреннем строении Луны. С помощью «Луны-19» продолжалось изучение характеристик космического излучения в окололунном пространстве. Одновременно аналогичные измерения выполнялись аппаратурой станций «Марс-2» и «Марс-3». В результате была получена интересная и ценная научная информация о динамике изменения интенсивности корпускулярных потоков космического излучения. Наряду с указанными исследованиями проводилось измерение плотности метеорного потока в окололунном пространстве. Программа научных исследований АС «Луна-19» включала также съемку отдельных участков лунной поверхности. Для этого на станции были установлены две оптико-механические телевизионные камеры. Их особенность в том, что развертка изображения по линии полета осуществляется за счет самого орбитального движения станции.

На рис. 3 представлен фрагмент одной из орбитальных телевизионных панорам. На панорамах отчетливо выделяются крупные структурные формы лунного рельефа: моря, материки, кратеры и разрывы. Поэтому их можно использовать для изучения форм основных геологических структур, степени их разрушенности, общего характера рельефа и для сбора комплекса сведений, необходимых для реконструкции истории Луны.

19 и 28 мая к планете Марс были запущены автоматические станции «Марс-2» и «Марс-3» (рис. 9).

27 ноября АС «Марс-2» впервые доставила на планету Марс капсулу, внутри которой установлен вымпел с изображением герба СССР. 2 декабря впервые в истории спускаемый аппарат АС «Марс-3» произвел мягкую посадку на поверхность Марса. Станции «Марс-2» и «Марс-3» стали искусственными спутниками планеты.

АС «Марс-3» (рис. 6) включает в себя орбитальную станцию (ОС) и спускаемый аппарат (СА) и оснащена системами автономного управления и ориентации, радиоуправления, траекторных измерений и передачи информации, автоматики, энергопитания, терморегулирования, бортовым радиокомплексом, программно-временным устройством, двигательной установкой и комплексом научной аппаратуры. АС «Марс-2» и «Марс-3» аналогичны по конструкции. Вес каждой станции 4650 кг. Конструктивно ОС состоит из следующих основных частей: приборного отсека (ПО), блока баков (ББ), двигательной установки (ДУ) с узлами автоматики, солнечной батареи, антенно-фидерного устройства, радиаторов системы терморегулирования. В ПО находятся бортовые системы станции. Снаружи размещены оптико-электронные приборы системы астроориентации на Солнце, Землю и звезду и системы автономной навигации, научная аппаратура. ПО соединен с ББ, который служит основным несущим элементом станции. В нижней части ББ расположена ДУ. Сверху имеется переходник для крепления СА. К ББ подвешены панели солнечной батареи, параболическая и малонаправленные антенны. На одной из ферм подвески панели закреплены радиаторы системы терморегулирования. На панелях солнечной батареи установлена часть научной аппаратуры, две антенны для обеспечения радиосвязи ОС с СА, антенна для проведения советско-французского эксперимента «Стерео» и микродвигатели системы ориентации и стабилизации.

СА (рис. 7) состоит из автоматической марсианской станции (АМС), приборно-парашютного контейнера, тормозного экрана и соединительной рамы. На раме размещены твердотопливньтй двигатель перевода СА с пролетной на посадочную траекторию и агрегаты системы автономного управления для стабилизации СА после его отделения от ОС. Приборно-парашютный контейнер изготовлен в форме тора. Он установлен на верхнюю часть АМС и соединен с ней при помощи стяжных лент. Внутри контейнера помещены вытяжной и основной парашюты. На контейнере размещаются пороховой двигатель ввода вытяжного парашюта, тормозная двигательная установка мягкой посадки и двигатель увода парашюта, антенны радиовысотомера, антенны связи с ОС и научная аппаратура. Тормозной экран конической формы служит для аэродинамического торможения СА в атмосфере Марса и защиты его от возникающих при этом высоких температур.

Внутри АМС расположен герметичный приборный отсек. В нем находятся аппаратура автономной системы управления, радиокомплекса и телеметрии, блоки научных приборов, в т. ч. телевизионная панорамная головка. Снаружи установлены научные приборы с механизмами их выноса, антенны радиокомплекса, системы приведения станции в рабочее положение после посадки. Необходимая последовательность работы систем обеспечивается программно-временным устройством. Система терморегулирования СА станции «Марс-3» включает экранно-вакуумную теплоизоляцию, радиационный и электрический нагреватели.

Система управления включает в себя систему ориентации, гироскопическое устройство, обеспечивающее стабилизацию станции в пространстве, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) и систему автономной космической навигации. Система ориентации вступает в работу с момента отделения АС от последней ступени ракеты-носителя и функционирует в течение всего времени полета. Оптико-электронные приборы определяют местоположение АС относительно Солнца, и с помощью газореактивных микродвигателей АС ориентируется в пространстве в положении, обеспечивающем нормальное функционирование систем терморегулирования, энергопитания и др. С увеличением расстояния между Землей и АС система ориентации, одновременно следя за Солнцем и звездой Канопус, переводит АС в положение, при котором остронаправленная антенна ориентирована на Землю.

Система автономного управления позволяет осуществить стабилизацию и управление станцией во время работы последней ступени ракеты-носителя, при проведении коррекций траектории и торможении. При проведении первых двух коррекций в БЦВМ по радиолинии с Земли передаются данные о величине и направлении импульса тяги двигателя, необходимые для выполнения этих маневров. В БЦВМ поступает также информация с гиростабилизированной платформы о положении АС в пространстве. Обработав информацию, БЦВМ выдает команды для разворотов АС, включения и выключения двигателя, а система автономного управления выполняет эти операции.

Для выведения станции на заданную орбиту искусственного спутника Марса и обеспечения требуемых условий входа СА в атмосферу планеты используется система автономной космической навигации. Эта система позволяет скорректировать необходимым образом траекторию станции при подлете к планете. Оптико-электронный прибор определяет фактическое положение АС относительно Марса и передает данные в БЦВМ, которая рассчитывает время работы двигателя и определяет потребную для выполнения коррекции траектории ориентацию станции в пространстве.

Бортовой радиотехнический комплекс совместно с наземными средствами позволяет проводить траекторные измерения, осуществлять прием команд с Земли, вести передачу телеметрической и фототелевизионной информации, прием и запись сведений, поступающих с СА на ОС для последующей передачи их на Землю. Для связи ОС с Землей используются два радиоканала: узкополосный и широкополосный. Узкополосный канал используется для проведения траекторных измерений и передачи телеметрической информации. Он работает на радиоволнах дециметрового диапазона. Широкополосный канал, использующий сантиметровые волны, позволяет передавать большие объемы информации с фототелевизионных устройств и научных приборов. На участке полета к планете и на орбите искусственного спутника Марса радиосвязь со станцией поддерживается через систему малонаправленных антенн, а когда станция ориентирована на Землю - через параболическую антенну. В состав радиокомплекса входят приемные, передающие и программно-временные устройства, телеметрическая, телевизионная и антенно-фидерная системы.

Для снабжения электроэнергией бортовой аппаратуры используются солнечная батарея и химические источники тока. Солнечная энергия в течение всего полета обеспечивала заряд буферной батареи ОС и питание аппаратуры, работающей в перерывах между сеансами связи. Электропитание аппаратуры во время сеансов связи осуществлялось от буферной батареи. Автономная батарея СА была заряжена перед его отделением. Система терморегулирования ОС состоит из экранно-вакуумной теплоизоляции, специальных терморегулирующих покрытий и активной циркуляционной системы замкнутого типа с радиатором-нагревателем, постоянно направленным на Солнце, и радиатором-охладителем, имеющим контакт с космической средой. Теплоносителем служит газ, заполняющий ПО. Циркуляция газа обеспечивается вентиляционным устройством. ДУ обеспечивает проведение коррекций траектории движения станции и торможение при переходе ее на орбиту искусственного спутника Марса. Она состоит из жидкостного реактивного двигателя с насосной системой подачи компонентов топлива, управляющих органов и блока топливных баков.

АС «Марс-2» была запущена 19 мая в 19 час 23 мин. Станция была сначала выведена на промежуточную орбиту искусственного спутника Земли. Старт с околоземной орбиты к Марсу был осуществлен в 20 час 59 мин. Последняя ступень ракеты-носителя сообщила АС скорость, близкую ко 2-й космической. Запуск АС «Марс-3» состоялся 28 мая в 18 час 26 мин. Схема вывода АС «Марс-3» на траекторию полета к Марсу аналогична схеме вывода АС «Марс-2». Во время полета к Марсу для обеспечения необходимой точности сближения с планетой назначения проводились коррекции траекторий движения станций. После выполнения третьей коррекции 27 ноября АС «Марс-2» вышла на траекторию, проходящую на расстоянии 1380 км от поверхности Марса. От нее была отделена капсула, достигшая планеты. В тот же день в 23 час 19 мин начался маневр торможения. В результате скорость станции уменьшилась и она перешла на орбиту искусственного спутника Марса. 2 декабря, после проведения третьей, заключительной коррекции, в 12 час 14 мин от АС «Марс-3» отделился СА. Орбитальная станция продолжала полет по траектории, проходящей на расстоянии 1500 км от поверхности планеты. Тормозная ДУ обеспечила перевод ОС на околомарсианскую орбиту.

Схема спуска СА на поверхность Марса приведена на рис. 8. Двигатель СА, обеспечивший перевод аппарата на траекторию встречи с планетой, включился через 15 мин после разделения СА и ОС. Затем был осуществлен разворот СА для обеспечения необходимого угла атаки при движении в атмосфере. В 16 час 44 мин началось аэродинамическое торможение, во время которого устойчивость движения СА обеспечивалась за счет его формы. Спуск в атмосфере до поверхности Марса продолжался немногим более 3 мин. В конце участка торможения по команде от датчика перегрузки еще при сверхзвуковой скорости полета был введен вытяжной парашют, а затем и основной парашют с зарифованным куполом. Когда СА затормозился до околозвуковой скорости, по сигналу от программно-временного механизма было проведено полное раскрытие купола парашюта. Одновременно был сброшен аэродинамический конус и открылись антенны радиовысотомера системы мягкой посадки. На высоте 20-30 м по команде радиовысотомера был включен тормозной двигатель мягкой посадки и программно-временное устройство, задающее последовательность операций при работе АМС на поверхности планеты. Парашют в это время был уведен в сторону другим реактивным двигателем, чтобы купол не закрыл станцию. В момент посадки специальное амортизационное устройство защитило АМС от возможных повреждений.

Точка посадки автоматической марсианской станции расположена в южном полушарии Марса между областями Электрис и Фаэтонтис в районе с координатами 45° ю. ш. и 158° з. д. На ее боргу установлен вымпел с изображением герба СССР. Через 1,5 мин после посадки АМС была приведена в рабочее состояние, и в 16 час 50 мин 35 сек началась передача видеосигналов с поверхности планеты. Они были приняты и записаны на борту искусственного спутника «Марс-3» и затем в сеансах радиосвязи переданы на Землю. Принятые с поверхности Марса видеосигналы были непродолжительными (около 20 сек) и резко прекратились.

С помощью приборов станций «Марс-2» и «Марс-3» была выполнена весьма обширная и многообразная программа научных исследований. Во время полета по трассе Земля - Марс спектрометры ионов и электронов регулярно выполняли измерения энергии частиц солнечного ветра, состав частиц, температуры и скорости отдельных компонентов солнечной плазмы. Магнитометры проводили измерения параметров межпланетных магнитных полей. Определялась электронная концентрация в межпланетной среде, для чего использовались данные о характере распространения радиоволн на двух когерентных частотах. На АС «Марс-3», кроме того, проводился совместный советско-французский эксперимент «Стерео» по изучению радиоизлучения Солнца. При этом исследовались пространственная структура, направленность и механизм процесса излучения. Та же аппаратура использовалась для научных исследований, проводимых с орбиты искусственного спутника Марса. Изучался характер обтекания планеты солнечным ветром и его взаимодействие с ионосферой Марса, регистрировались спектры заряженных частиц и вариации магнитного поля.

На спускаемом аппарате АС «Марс-3» была установлена научная аппаратура для измерения температуры и давления атмосферы, определения химического состава атмосферы, измерения скорости ветра, определения химического состава и физико-механических свойств поверхностного слоя, а также получения панорамы с помощью телевизионных камер. Внезапное прекращение сигналов с АМС не позволило получить научную информацию.

Для проведения исследований характеристик атмосферы и поверхности планеты на орбитальных станциях «Марс-2» и «Марс-3» была установлена следующая научная аппаратура: инфракрасный радиометр для измерения яркостной температуры планеты в диапазоне 8- 40 мкм; инфракрасный фотометр для изучения рельефа поверхности по интенсивности полос поглощения С0₂; инфракрасный фотометр для определения содержания водяного пара в атмосфере Марса; сканирующий фотометр для изучения распределения яркости планеты в диапазоне 3600-7000Ằ; радиотелескоп для измерения радиоизлучения Марса на волне 3,4 см, позволяющий определить интенсивность и поляризацию радиоизлучения поверхностного слоя планеты; ультрафиолетовый фотометр для определения плотности верхней атмосферы Марса и содержания в ней атомарного кислорода, водорода и аргона; две фототелевизионные камеры с различными фокусными расстояниями. Атмосфера Марса исследовалась также путем измерений преломления радиоволн, излучаемых автоматической станцией при ее заходах за диск планеты.

Автоматические станции «Марс-2» и «Марс-3» функционировали более восьми месяцев.

По программе совместных исследований космического пространства социалистическими странами 20 августа состоялся запуск геофизической ракеты «Вертикаль-II» на высоту 463 км. Ракета «Вертикаль-II» предназначалась для продолжения комплексных исследований ультрафиолетового и рентгеновского излучений Солнца, параметров ионосферы и метеорных частиц. Головная часть ракеты состояла из спасаемого контейнера и приборного отсека. В спасаемом контейнере ракеты размещалась аппаратура для гелиофизических исследований (ПНР, СССР) и приборы для изучения микрометеоритов (ВНР, СССР, ЧССР). В приборном отсеке была установлена аппаратура для гелиофизических и ионосферных исследований (ГДР и СССР). Общий вес головной части ракеты с научной аппаратурой составлял 1300 кг. В районе запуска «Вертикали-II» производились измерения поглощения радиоволн на частотах 1,0; 1,5 и 2,0 мгц с помощью наземной установки «AMА» (ГДР). На нисходящем участке на высоте 90 км было произведено отделение спасаемого контейнера, который приземлился с помощью парашютной системы.

2 декабря был запущен ИСЗ «Интеркосмос-5». Он предназначался для продолжения изучения радиационной обстановки в околоземном пространстве, исследования динамики корпускулярных потоков в ближнем космическом пространстве в зависимости от солнечной активности и исследования природы и спектра низкочастотных электромагнитных колебаний в природной плазме. Космический эксперимент осуществлялся в развитие исследований, начатых на ИСЗ «Интеркосмос-3». На борту спутника «Интеркосмос-5» была установлена научная аппаратура: для исследования состава и временных вариаций потоков заряженных частиц (изготовлена в ЧССР), для регистрации и анализа спектра низкочастотных электромагнитных волн и сигналов в диапазоне частот от 70 гц до 20 кгц (изготовлена совместно специалистами СССР и ЧССР), специальная телеметрическая система для передачи на наземные приемные пункты информации в широком спектре частот (изготовлена в ЧССР). Одновременно с работой научной аппаратуры на спутнике наземными геофизическими станциями и обсерваториями ряда стран проводились измерения низкочастотных излучений верхней атмосферы и ионосферы Земли по согласованной программе.

27 декабря состоялся запуск ИСЗ «Ореол». Целью эксперимента являлось исследование физических явлений в верхней атмосфере Земли в высоких широтах и изучение природы полярных сияний. Научная аппаратура и программа эксперимента разрабатывались совместно советскими и французскими специалистами в рамках советско-французского проекта «Аркад». Установленная на борту «Ореола» научная аппаратура предназначалась для проведения исследований спектра протонов и электронов в широком диапазоне энергий, измерений интегральной интенсивности протонов и определения ионного состава атмосферы. Кроме научных приборов, на борту спутника были размещены следующие системы: система определения ориентации спутника в пространстве с помощью датчика Солнца и трехкомпонентного магнитометра, радиотелеметрическая система для передачи результатов измерений на пункты приема и обработки информации, система радиоконтроля параметров орбиты и командная радиолиния для управления спутником с Земли.

Одновременно с измерениями, проводимыми на «Ореоле», наземные геофизические обсерватории ряда стран проводили координированные геофизические исследования.

В течение 1971 г. были запущены четыре спутника «Метеор». Они обеспечили получение метеорологической информации, необходимой для использования в оперативной службе погоды.

Для эксплуатации системы дальней космической связи «Орбита» состоялись запуски двух спутников «Молния-1» и одного -«Молния-2».

В 1971 г. продолжалось ракетное зондирование атмосферы и запуски спутников серии «Космос» (в течение года был выведен на орбиты 81 спутник).

В 1971 г. за рубежом выведены на орбиты 46 ИСЗ, в т. ч. 34 американских (три - серии «Эксплорер»; один - OSO; один - TTS; два - DSCS; девять - по программе STP: OV-1-20, «Кэннон Бол II», «Маскет Бол», пять спутников без названия и «Астекс»; восемнадцать секретных спутников военного назначения), два английских («Просперо» и «Ариэль IV»), два французских («Турнесоль» и «Эол»), два японских («Тансей» и «Шинсей»), один КНР («Чайна II»), один итальянский («Сан-Марко III»), один американо-канадский (ISIS-II), один НАТО («НАТО-II»)и два международного консорциума INTELSAT (INTELSAT-4A и INTELSAT-4B). Спутники «Ариэль IV», «Эол», «Сан Марко III», ISIS-II, «НАТО-II», INTELSAT-4A и INTELSAT-4B выведены на орбиты американскими ракетами-носителями.

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

«Эксплорер XLIII» (табл., № 10). Очередной американский исследовательский спутник серии IMP ¹ (рис. 1) для изучения энергетических частиц, межпланетного магнитного поля и его взаимодействия с солнечным ветром, солнечной активности, низкочастотных излучений магнитосферы Земли, солнечной короны и Млечного Пути, электрического поля Земли, а также для отработки техники исследования космического пространства с помощью сравнительно недорого стоящих спутников, стабилизируемых вращением. Вес 288 кг, в т. ч. вес научной аппаратуры 97,5 кг. Это самый тяжелый спутник серии «Эксплорер». Корпус его имеет форму правильной восьмигранной призмы (высота 1,8 м, максимальный поперечный размер 1,4 м). Смонтированные на корпусе солнечные элементы обеспечивают общую мощность 110 вт. В системе электропитания используются также серебряно-кадмиевые аккумуляторные батареи (общий вес 5,4 кг). К корпусу крепятся четыре развертывающихся на орбите стержня: на одном из них, длиной 3,6 м, вынесен магнитометр, на другом таком же - рамочная антенна, два остальных стержня, длиной по 1,5 м с грузиками на концах, используются для балансировки. К корпусу крепятся также 8 ВЧ- и 6 СВЧ-штыревых антенн. Четыре СВЧ-антенны имеют длину по 45,7 м, две - по 6,1 м. Эти антенны развертываются после выхода спутника на орбиту и используются для измерения электрических полей и для радиоастрономических исследований.

Блок научной аппаратуры включает в себя 17 различных детекторов заряженных частиц, гамма-спектрометр, спектрометр электронов и протонов, прибор для определения массы, скорости, концентрации и температуры ионов водорода и гелия в солнечном ветре, прибор для изучения электрических полей (использует СВЧ-антенны), прибор для изучения радиошумов в магнитосфере, магнитометр, а также два радиометра и импедансный зонд для исследования радиоспектров различных небесных систем и тел (включая нашу Галактику, Солнце и Юпитер) в диапазонах низких частот, не регистрируемых наземными средствами.

Спутник оснащен универсальной ЦВМ, обеспечивающей заданную последовательность проведения научных экспериментов, юстировку некоторых научных приборов, обработку и хранение информации. Вес ЦВМ 5,7 кг, потребляемая мощность 5 вт, емкость бортового записывающего устройства 4000 бит. КИМ-телеметрический передатчик работает на частоте 136,170 Мгц.

На орбите спутник стабилизируется вращением. Ось вращения должна быть перпендикулярна плоскости эклиптики. В системе ориентации оси вращения используются оптические датчики, а в качестве исполнительных органов - микродвигатели, работающие на фреоне-14.

¹ Interplanetary Monitoring Platform - платформа для исследования межпланетного пространства.

«Эксплорер XLIV» (табл., № 20). Очередной американский исследовательский спутник серии SR ¹ для регистрации рентгеновского и ультрафиолетового излучения Солнца, а также для разработки методики прогнозирования солнечной активности (рис. 2). Вес 118 кг. Корпус имеет форму правильной двенадцатигранной призмы (высота 0,58 м, максимальный поперечный размер 0,76 м). К корпусу крепятся четыре панели с солнечными элементами, каждая размерами 0,18 х 0,53 м, которые служат также элементами турникетной антенны.

Блок научной аппаратуры включает в себя 18 различных ионизационных камер, регистрирующих излучения в диапазоне 0,5-1700 Ằ, сцинтилляционную камеру (0,1-0,5 Ằ), фотометр (170-600 Ằ), пропорциональный счетчик (0,5-15 Ằ), а также термистор для измерения температуры обшивки спутника на теневой стороне. Спутник использует передатчик, работающий на частоте 137,710 Мгц, для передачи телеметрической информации в реальном масштабе времени и для траекторных измерений, а также передатчик (136,380 Мгц, 380 вт) для передачи телеметрической информации с записи. Емкость бортового записывающего устройства 5,4·10⁴ бит.

На орбите спутник стабилизируется вращением. Заданную скорость вращения (60 об/мин) и постоянную направленность оси вращения на Солнце с точностью 2° обеспечивают микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина.

От предыдущих спутников SR спутник «Эксплорер XLIV» отличается более высокой чувствительностью приборов.

«Эксплорер XLV» (табл., № 43). Первый американский исследовательский спутник серии SSS ² для электромагнитных исследований, регистрации заряженных частиц, а также для испытаний некоторых бортовых устройств (рис. 4). Запущен итальянской стартовой командой с итальянского морского стартового комплекса «Сан Марко», находящегося в Индийском океане у берегов Кении. Вес 52 кг, вес научных приборов и испытываемых бортовых устройств 17,3 кг. Корпус имеет форму правильной восьмигранной призмы (высота 0,74 м, максимальный поперечный размер 0,69 м). Смонтированные на корпусе солнечные элементы обеспечивают общую мощность 21 вт. В системе электропитания используется также 18-элементная серебряно-кадмиевая батарея. К верхней части корпуса крепятся стержень с зондом анализатора электрического поля и четыре антенны длиной по 0,61 м командно-телеметрической системы, к боковой поверхности - два стержня длиной по 0,61 м и стержень длиной 0,76 м для выноса магнитометров, а также два стержня длиной по 2,7 м для выноса зондов второго анализатора электрического поля.

Блок научной аппаратуры включает в себя три детектора заряженных частиц, три магнитометра и два анализатора электрического поля. На спутнике установлены также термистор для измерения аэродинамического нагрева на участке выведения, приборы для изучения влияния ионизирующего излучения на интегральные схемы и экспериментальный звездный датчик для индикации ориентации оси вращения спутника с точностью до 0°,1. Спутник использует передатчик, работающий на частотах 136,830 и 137,950 Мгц, и командный приемник (148,980 Мгц). На орбите спутник стабилизируется вращением.

¹ Solar Radiation - солнечное излучение.

² Small Scientific Spacecraft - малый космический аппарат научного назначения.

OSO-VII (табл., № 35). Очередной американский исследовательский спутник OSO для изучения Солнца (рис. 3). Расчетная орбита спутника OSO-VII и запущенного вместе с ним спутника TTS-III круговая, высотой 555 км, однако из-за неисправности системы ориентации второй ступени ракеты-носителя спутники вышли на нерасчетную эллиптическую орбиту. Это не помешало выполнению намеченных исследований, хотя и затруднило обработку получаемой с борта информации. Вес 635 кг (примерно вдвое больше, чем у предыдущих спутников серии OSO), в т. ч. вес научной аппаратуры 225 кг. Спутник состоит из двух шарнирно соединенных секций. Одна секция, имеющая форму правильной восьмигранной призмы, вращается, обеспечивая этим стабилизацию спутника. Вторая секция, получившая название «парус», сохраняет постоянную ориентацию относительно Солнца, обеспечивая направленность на Солнце установленных на ней приборов. (О габаритах и служебных системах спутников OSO см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 516).

Блок научной аппаратуры спутника QSO-VII включает в себя рентгеновский и ультрафиолетовый спектрогелиограф, коронографы, работающие в видимых и в ультрафиолетовых лучах, три детектора рентгеновского излучения, а также детектор гамма- и нейтронного излучения Солнца. Спектрогелиограф и коронографы находятся в секции «парус», остальные приборы - во вращающейся секции.

TTS-III (табл., № 36). Очередной американский спутник TTS (TETR) для юстировки оборудования и тренировки персонала станций слежения за пилотируемыми космическими объектами. Запущен в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе со спутником OSO-VII (табл., № 35) и вышел на орбиту, несколько отличную от расчетной, но это не помешало выполнению намеченных задач. Вес 20 кг, корпус имеет форму восьмигранника. На борту установлены приемоответчики, работающие на частотах 136,620 и 259,700 Мгц. [О предыдущем запуске спутника TTS (TETR) см. Ежегодник БСЭ 1969 г., с. 505].

DSCS ¹-1 и DSCS-II (табл., № 41 и 42). Первая пара американских спутников для использования в усовершенствованной военной системе связи DSCS-2. Выведены на синхронную орбиту над Галапагосскими островами. После испытаний, рассчитанных на 2 месяца, один из них должен быть переведен на орбиту над центральной частью Тихого океана, второй - над Атлантическим океаном. Система DSCS-2 должна обеспечивать глобальную непрерывную скрытую «стратегическую» и «тактическую» связь (радиотелефония, передача цифровой и видеоинформации) при многостанционном доступе с использованием наземных станций различного типа. Вес каждого спутника (рис. 6) 500 кг, в том числе вес ретрансляционной системы 80,7 кг. Спутник (общая длина 3,6 м) состоит из двух шарнирно соединенных секций. Внешняя цилиндрическая секция (диаметр 2,7 м) несет солнечные элементы, обеспечивающие общую мощность 520 вт (непосредственно после вывода спутника на орбиту). Имеются также три аккумуляторные никель-кадмиевые батареи емкостью по 12 а-ч, служащие для электропитания спутника в периоды попадания в тень Земли. Внешняя секция вращается (60 об /мин) для стабилизации спутника. Ось вращения ориентируется перпендикулярно плоскости орбиты. Внутренняя секция, несущая антенный блок и все радиотехническое оборудование, имеет механическую систему противовращения. При этом рупорные антенны, жестко связанные с внутренней секцией, должны быть постоянно направлены на центр Земли.

¹ Defense Satellite Communication System - военная спутниковая система связи.

Рупорные антенны, обеспечивающие стратегическую связь, имеют ширину диаграммы направленности ~18°, коэффициент усиления 16,8 дб, эффективную излучаемую мощность 28 дб-вт и круговую поляризацию. Их диаграмма направленности покрывает всю область Земли, видимую со спутника. Тактическую связь обеспечивают две параболические антенны (2°,5; 33 дб; 43 дб-вт). Вес антенны 10 кг, диаметр отражателя 1,1 м. Она наводится с точностью 0°,2 на определенные районы Земли и высвечивает пятно диаметром 3200 км. На спутнике имеются четыре усилителя на лампе бегущей волны (ЛБВ) с номинальной выходной мощностью по 20 вт. Информативность ретрансляционной системы спутника 10⁸ бит/сек. Она обеспечивает двухстороннюю радиотелефонную связь по 1300 каналам при общей ширине полосы 410 Мгц в частотном диапазоне 7250-8400 Мгц. Командная система спутника рассчитана на 192 различные команды при пропускной способности 1000 бод, телеметрическая - на передачу 182 различных измерений при информативности 250 бит/сек. Используется импульсно-кодовая или кодовая модуляция, а также манипуляция путем сдвига импульса. Для траекторных измерений служит радиомаяк, посылающий закодированные сигналы.

Для раскрутки внешней секции применяются небольшие твердотопливные ракеты, для противовращения внутренней секции - электродвигатели, для ориентации оси вращения и вывода спутника в определенную точку синхронной орбиты - микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина. В системе противовращения внутренней секции и в системе ориентации оси вращения используются инфракрасные датчики горизонта.

Спутники по программе STP¹ (табл., № 22-29 и 38). В 1971 г. произведено два запуска в рамках этой программы ВВС США, предусматривающей проведение военно-прикладных исследований и испытания бортового оборудования.

¹ Space Technology Program - программа (отработки) космической техники.

При первом запуске (7 августа) одной ракетой-носителем «Атлас F» выведены на орбиты восемь спутников (некоторые из них были снабжены бортовыми РДТТ для перевода на более высокую орбиту):

1. Исследовательский спутник OV-1-20. Вес 70 кг. Корпус имеет цилиндрическую форму (высота 2 м, диаметр 0,71 м).

2. Спутник «Кэннон Бол II» для изучения аэродинамического торможения орбитальных объектов в верхних слоях атмосферы. Вес 400 кг. Это - литой латунный шар диаметром 0,66 м, на котором установлены передатчики, работающие на частотах 136,530 и 136,860 Мгц.

3. Спутник «Маскет Бол» для изучения аэродинамического торможения орбитальных объектов в верхних слоях атмосферы. Это литой шар диаметром 0,3 м, вес 61 кг, никакого оборудования не несет.

4. Спутник (без названия) для изучения аэродинамического торможения орбитальных объектов в верхних слоях атмосферы. Представляет собой надувной сферический баллон диаметром 2 м из майларовой пленки. Вес 0,9 кг.

5. Спутник (без названия) для изучения аэродинамического торможения орбитальных объектов в верхних слоях атмосферы. Представляет собой надувной сферический баллон диаметром 2 м из пленки, натянутой на проволочную сетку. После наполнения баллона газом пленка испаряется и остается сферическая оболочка из проволочной сетки. Вес 4,1 кг.

6. Спутник (без названия) для изучения аэродинамического торможения орбитальных объектов в верхних слоях атмосферы. Представляет собой надувной сферический баллон диаметром 2 м из испаряющейся пленки, натянутой на проволочную сетку. Вес 6,3 кг.

7. Спутник (без названия) для юстировки радиолокаторов. Представляет собой полый шар диаметром 0,61 м из алюминиевого сплава. Вес 1,8 кг.

8. Спутник (без названия) для юстировки радиолокаторов. Представляет собой полый шар диаметром 1,12 м из магниевого сплава. Вес 34 кг.

При втором запуске по программе STP (17 октября) на орбиту выведен спутник «Астекс»², представляющий собой последнюю ступень ракеты-носителя со смонтированными на ней экспериментальным оборудованием и научными приборами. Служит, в частности, для испытаний энергетической установки с двумя рулонными панелями солнечных элементов. Длина каждой панели в развернутом виде 4,9 м, ширина 1,7 м. Диаметр свернутого рулона 0,25 м. Всего на двух панелях 17250 солнечных элементов, они обеспечивают мощность 1500 вт. Помимо панелей, на спутнике установлены оборудование для экспериментов по связи, в частности по изучению прохождения сигналов высокой частоты в полярных районах, приборы для регистрации протонов, электронов и альфа-частиц, приборы для исследования влияния солнечных вспышек на атмосферу и для регистрации длинноволнового инфракрасного излучения холодных звезд-гигантов. Командно-телеметрическая система спутника использует 11 антенн, телеметрическая информация передается по 800 каналам, причем по 248 каналам в реальном масштабе времени.

² Astex (Advanced Satellite Technology Experiment) - спутник для экспериментов в области перспективной техники.

Рис. 1. Спутник «Эксплорер XLIII». Рис. 2. Спутник «Эксплорер XLIV»: 1 -панель с солнечными элементами; 2 -корпус спутника; 3 - микродвигатели. Рис. 3. Спутник OSO-VII: 1 - вращающаяся секция; 2 - спектрогелиограф; 3 - секция «парус»; 4- блок коронографов; 5 - вынесенные на стержне дискообразные заслонки коронографов. Рис. 4. Спутник «Эксплорер XLV»: 1 - стержень с зондом анализатора электрического поля; 2 - антенна командно-телеметрической системы; 3 - стержень с магнитометром; 4 - панели с солнечными элементами на корпусе спутника; 5- стержень с зондом второго анализатора электрического поля. Рис. 5. Спутник «Ариэль IV»: 1 - научные приборы; 2 - шарнир; 3 - рамочная антенна одного из приборов; 4 - откидывающаяся на шарнире панель с солнечными элементами; 5 - панели с солнечными элементами на корпусе спутника; 6- дипольная антенна одного из приборов; 7- антенна телеметрической системы. Рис. 6. Спутник DSCS: 1 - параболическая антенна; 2 - внешняя секция спутника; 3 - антенна командно-телеметрической системы; 4- рупорная антенна. Рис. 7. Спутник «Турнесоль». Рис. 8. Спутник «Просперо».
Рис. 9. Спутник «Шинсей». Рис. 10. Спутник «Эол»: 1 - стержень гравитационной системы ориентации и стабилизации; 2 - панель с солнечными элементами; 3 - корпус спутника; 4 -спиральная антенна. Рис. 11. Спутник «НАТО-II»: 1 -отражатель антенны ретрансляционной системы; 2 - панели с солнечными элементами на корпусе спутника; 3- бортовой РДТТ. Рис. 12. Автоматическая межпланетная станция «Маринер IX»: 1 - волновод всенаправленной антенны; 2 - КТДУ; 3 - топливный бак КТДУ; 4 - датчик Канопуса; 5 - баллон со сжатым азотом; 6 - жалюзи системы терморегулирования; 7 - инфракрасный интерференционный спектрометр; 8 - телевизионная камера с телеобъективом; 9 - ультрафиолетовый спектрометр; 10 - телевизионная камера с широкоугольным объективом; 11 - инфракрасный радиометр; 12 - солнечный датчик; 13- рупорная антенна; 14- остронаправленная антенна; 15 - панель с солнечными элементами. Рис. 13. Спутник INTELSAT-4: 1 - антенна командно-телеметрической системы; 2 - центральная мачта; 3 - фиксированная приемная антенна; 4 - поворотная передающая антенна; 5 - механизм, регулирующий положение поворотной антенны; 6 - телеметрическая рупорная антенна; 7 - демпфер нутации; 8 - кварцевое зеркальное покрытие; 9 -волновод; 10 - выходные мультиплексеры; 11 - платформа антенного блока с системой противовращения; 12 - лампы бегущей волны (12 пар); 13 - преобразователи мощности, подводимой к лампам бегущей волны; 14 - электронное оборудование командно-телеметрической системы; 15 - подшипник; 16 - электронное оборудование системы электропитания; 17 -блок химических батарей; 18 - микродвигатель (2) с вектором тяги, перпендикулярным продольной оси спутника; 19 - бачок (4) с гидразином для микродвигателей; 20 - солнечный датчик (3); 21 - акселерометр; 22 - датчик горизонта (3); 23 - соединения бортовой кабельной сети; 24 - электронное оборудование системы, регулирующей замедление вращения спутника; 25 - сопло бортового РДТТ; 26 - микродвигатель (2) с вектором тяги, параллельным продольной оси спутника; 27 - теплозащитный экран; 28 - монтажное кольцо для соединения с последней ступенью ракеты-носителя; 29 - передняя панель с солнечными элементами; 30- задняя панель с солнечными элементами; 31- стенка корпуса спутника; 32 -солнечные элементы; 33 - фиксированная передающая антенна; 34 - фидерное устройство антенны 4; 35 - микродвигатель (2) для раскрутки спутника. Рис. 14. Комплект SIM № 1и автоматический спутник в ОБК: 1 - кассета с пленкой топографической камеры; 2 -панорамная камера; 3 - кассета с пленкой панорамной камеры; 4 - масс-спектрометр; 5 - альфа- и рентгеновский спектрометры; 6 - гамма-спектрометр; 7 - автоматический спутник; 8- фиксатор для ноги космонавта, извлекающего кассеты с пленкой; 9 - лазерный высотомер; 10 - топографическая камера (за ней - звездная камера). Рис. 15. Автоматический спутник сброшенный на селеноцентрической орбите. Рис. 16. Луноход: 1- остронаправленная антенна; 2 -пульт управления; 3 -малонаправленная антенна; 4 - кинокамера; 5 - ручка управления; 6 - кассеты с пленкой; 7 - сиденье; 8 - приемомередатчик для непосредственной связи с Землей; 9 - телевизионная камера.

«Просперо» (табл., № 40). Первый английский спутник (рис. 8), запущенный отечественной ракетой-носителем. Предназначен для испытаний бортового оборудования и научных исследований, в частности для испытаний теплоотражающих красок, электронных схем и солнечных элементов в условиях космического полета, а также для изучения метеорной обстановки. Вес 66 кг. Корпус имеет форму 24-гранной призмы (высота 0,71 м, максимальный поперечный размер 1,14 м). На орбите спутник стабилизируется вращением (200 об/мин). Телеметрическая информация передается в реальном масштабе времени и с записи.

«Ариэль IV» (табл., № 44). Очередной английский исследовательский спутник «Ариэль» (рис. 5), предназначенный для изучения взаимодействия между плазмой, потоками заряженных частиц и электромагнитными волнами в верхних слоях атмосферы. Вес 100 кг. Корпус имеет форму многогранной призмы (высота 0,91 м, максимальный поперечный размер 0,76 м). К корпусу крепятся четыре откидывающиеся панели с солнечными элементами и антенны. Длина каждой панели 1,2 м. На торцах двух панелей монтируются стержни (длина по 0,9 м) для выноса приборов. Блок научной аппаратуры включает в себя приборы для регистрации галактических шумов (0,75-4 Мгц) и излучений низкой частоты, для измерений плотности плазмы и электронной температуры, а также для регистрации протонов и электронов.

На орбите спутник стабилизируется вращением. Ориентация оси вращения может изменяться в пределах ±180° с помощью магнитной системы. Телеметрический передатчик работает на частоте 137,050 Мгц. (Подробнее о служебных системах спутников «Ариэль» см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 520).

«Турнесоль» (табл., № 14). Первый французский исследовательский спутник серии D-II (рис. 7), предназначенный для изучения распределения водорода в Солнечной системе. Расчетная орбита спутника эллиптическая с высотой перигея 470 км и высотой апогея 610 км. Он вышел на орбиту, несколько отличную от расчетной, но это не отразилось на проведении запланированных экспериментов. Вес 96 кг, в т. ч. вес научных приборов 25 кг. Корпус имеет форму цилиндра (высота 0,8 м, диаметр 0,7 м). К нему крепятся четыре панели с 1400 солнечными элементами, обеспечивающими общую мощность 56 вт. Блок научной аппаратуры включает в себя спектрограф, поляриметр, два фотометра и прибор для регистрации солнечного излучения Лайман-альфа.

На орбите спутник стабилизируется вращением (4 об/мин), ось вращения должна быть направлена на Солнце с точностью ±30'. Заданная скорость вращения, а также направленность оси вращения на Солнце обеспечиваются солнечными датчиками, связанными с микродвигателями, работающими на сжатом азоте.

«Эол» (табл., № 31). Первый французский спутник для ретрансляции в центр сбора данных информации от шаров-зондов и для регистрации их перемещения в атмосфере с целью изучения ее циркуляции (рис. 10). Расчетная орбита спутника круговая, высотой 900 км. Он вышел на эллиптическую орбиту, но это почти не отразилось на проведении запланированных экспериментов. Вес 84 кг. Корпус спутника имеет форму восьмигранной призмы (высота 0,58 м, максимальный поперечный размер 0,71 м). К одному торцу корпуса крепятся восемь панелей с солнечными элементами, к противоположному - спиральная антенна. На орбите из корпуса выдвигается стержень (длина 10 м) гравитационной системы ориентации и стабилизации, обеспечивающей постоянную направленность спиральной антенны на Землю. Солнечные элементы смонтированы и на боковой поверхности корпуса. Общая мощность, обеспечиваемая элементами, 20 вт. В системе электропитания используется также аккумуляторная никель-кадмиевая батарея. Запросы со спутника на шары-зонды передаются на частоте 464,486 Мгц, прием информации от шаров осуществляется на частоте 401,718 Мгц. Записывающее устройство спутника рассчитано на регистрацию 893 параметров (от шара-зонда при одном запросе поступают 6 параметров). Предусмотрена возможность одновременного опроса до 64 шаров-зондов. Положение шаров-зондов определяется по доплеровскому сдвигу частоты с точностью 2-5 км.

Всего предполагалось запустить 500 шаров (диаметром 3,7 м), которые должны циркулировать на высоте 12 км в южном полушарии. Каждый шар снабжен датчиками окружающего давления и температуры, давления гелия в шаре, солнечными элементами, химической батареей, приемопередатчиком и антенной, а также устройством самоликвидации, чтобы по завершении эксперимента шары можно было уничтожить (иначе они могут представить опасность для самолетов). Всего с 21 августа по 9 декабря 1971 г. было запущено 479 шаров, из них примерно половину, по состоянию на декабрь 1971 г., продолжали использовать. Около 100 шаров были уничтожены 11 сентября 1971 г. из-за ошибочно поданной команды на включение устройства самоликвидации.

«Тансей» (табл., № 4). Японский спутник для оценки характеристик ракеты-носителя «Ми-4S». Вес 63 кг. Он оснащен передатчиком для траекторных измерений. Батарейный источник электропитания передатчика был рассчитан на 7 суток работы. Специальные отражатели на корпусе спутника позволяют осуществлять слежение за ним с помощью оптических телескопов.

«Шинсей» (табл., № 34). Японский исследовательский спутник (рис. 9) для изучения ионосферы, космических лучей и высокочастотного излучения Солнца. Вес 65 кг. Корпус имеет форму 26-гранной призмы (высота 0,74 м, максимальный поперечный размер 0,72 м). На корпусе установлено 5000 солнечных элементов.

«Чайна II» (табл., № 9). Второй ИСЗ, созданный КНР. Вес 221 кг. Бортовые передатчики работали на частотах 19,995 и 20,009 Мгц. Прием сигналов со спутника прекратился 23 марта 1971 г.

«Сан Марко III» (табл., № 16). Очередной итальянский исследовательский спутник серии «Сан-Марко» для определения плотности верхней атмосферы в экваториальной зоне. Запущен итальянской стартовой командой с итальянского морского стартового комплекса «Сан Марко», находящегося в Индийском океане у берегов Кении. Вес 164 кг. Корпус имеет сферическую форму (диаметр 0,76 м). (О служебных системах и научном оборудовании спутников «Сан Марко» см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 519, 520).

ISIS-II (табл., № 13). Очередной американо-канадский исследовательский спутник серии ISIS для изучения ионосферы. Вес 264 кг. Корпус имеет форму восьмигранного сфероида (высота 1,2 м, максимальный поперечный размер 1,3 м). На корпусе смонтировано 11 000 солнечных элементов. В системе электропитания используются также три 17-элементные аккумуляторные никель-кадмиевые батареи. К корпусу крепятся две скрещенные дипольные антенны длиной 73,2 м и 18,7 м для зондирования ионосферы, турникетные телеметрические атенны (136 Мгц при передаче в реальном масштабе времени и 400 Мгц при передаче с записи) и кольцевая антенна радиомаяка (136 Мгц). Блок научной аппаратуры спутника включает в себя ионосферный зонд, приемник излучений очень низкой частоты, приборы для регистрации заряженных частиц и для измерения электронной концентрации и температуры, УКВ-радиомаяк для изучения влияния ионосферных помех на поляризацию и амплитуду сигналов, устройство для регистрации помех галактического, солнечного и ионосферного происхождения, а также два фотометра.

На орбите спутник стабилизируется вращением. Ориентация оси вращения обеспечивается магнитной системой, связанной с солнечным датчиком. (Подробнее о служебных системах спутников ISIS см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 501).

НАТО-II (табл., № 3). Очередной спутник для военной системы связи НАТО (рис. 11). Выведен на синхронную орбиту над Атлантическим океаном (над 18° з. д.). Вес 243 кг. Общая длина вместе с антенным блоком 1,57 м. Корпус имеет форму цилиндра (высота 0,81 м, диаметр 1,37 м). На корпусе смонтировано 7000 солнечных элементов. В системе электропитания используются также 16 аккумуляторных никель-кадмиевых батарей общей емкостью 26 а-ч. Две ретрансляционные системы спутника, работающие в частотном диапазоне X, обеспечивают радиотелефонную, радиотелетайпную и радиофототелеграфную связь. В каждой системе используется лампа бегущей волны (ЛЕВ) с выходной мощностью 3 вт, эффективная излучаемая мощность 44,4 дб-мвт, ширина полосы по выбору 2 или 20 Мгц. Командная и телеметрическая системы работают в диапазоне 300- 400 Мгц.

На орбите спутник стабилизируется вращением. Антенный блок имеет механическую систему противовращения. Система ориентации оси вращения включает в себя солнечные датчики и инфракрасные датчики земного горизонта, а в качестве исполнительных органов - микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина. (О спутнике «НАТО-1» см. Ежегодник БСЭ 1971 г., с. 506).

INTELSAT-4A (табл., № 2). Первый спутник усовершенствованной глобальной коммерческой системы связи INTELSAT-4 (рис. 13). Выведен на стационарную орбиту над Атлантическим океаном над 24°,5 з. д. Вес 1387 кг, в т. ч. вес топливного заряда бортового РДТТ 700 кг и вес гидразина для микродвигателей 124 кг. Общая длина спутника с учетом антенного блока и выступающего из корпуса сопла бортового РДТТ составляет 5,3 м. Корпус спутника имеет цилиндрическую форму (высота 2,8 м, диаметр 2,4 м). На корпусе смонтировано 45 012 солнечных элементов, обеспечивающих в начале эксплуатации спутника мощность 569 вт. Антенный блок включает в себя шесть направленных антенн (четыре фиксированные и две поворотные), расположенных вокруг центральной мачты, а также две всенаправленные антенны (приемную и передающую) командно-телеметрической системы, смонтированные на центральной мачте. Фиксированные антенны (две приемные и две передающие) имеют ширину диаграммы направленности 17°, эффективная излучаемая мощность передающих антенн 22 дб·вт. Диаграмма направленности фиксированных антенн покрывает всю область Земли, видимую со спутника. Обе поворотные антенны (4°,5; 33,7 дб·вт) - передающие. Отражатель диаметром 1,3 м наводится на определенный район Земли и высвечивает пятно диаметром 1500 км. Ретрансляционная система может обеспечить двухстороннюю радиотелефонную связь по 3000-9000 каналам (в зависимости от используемых антенн) или передачу телевизионных программ по 12 каналам. Прием осуществляется в диапазоне 5932-6418 Мгц, передача - в диапазоне 3707- 4193 Мгц. Используемая ширина полосы в этих диапазонах 432 Мгц.

На орбите спутник стабилизируется вращением (60 об /мин). Ось вращения ориентируется с точностью до ±0°,35 в направлении «север - юг» и «восток - запад». Антенный блок оборудован механической системой противовращения, обеспечивающей постоянную направленность антенн ретрансляционной системы на Землю. Для раскрутки спутника, ориентации оси вращения, вывода в определенную точку стационарной орбиты и коррекции этой орбиты служат микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина. Противовращение антенного блока обеспечивают электродвигатели. Ориентация оси вращения производится по командам солнечных датчиков и инфракрасных датчиков земного горизонта.

INTELSAT-4B (табл., № 46). Второй спутник серии INTELSAT-4, выведенный на стационарную орбиту над Эквадором.

В 1971 г. в США были запущены к Марсу две автоматические межпланетные станции «Маринер». Станция «Маринер VIII» была запущена 9 мая ракетой-носителем «Атлас-Кентавр». Вторая ступень со станцией из-за неисправности автопилота потеряла управление и упала в океан. Станция «Маринер IX» была запущена ракетой-носителем «Атлас-Кентавр» 30 мая и вышла на орбиту вокруг Марса (ареоцентрическая орбита).

«Маринер IX». Основные задачи станции - съемка и зондирование Марса с ареоцентрической орбиты. Предусматривается картирование не менее 70% поверхности планеты, в частности с целью выбора потенциальных участков для посадки автоматических станций «Викинг», которые предполагается запустить к Марсу в 1975 г. Первоначально такие задачи возлагались на станцию «Маринер VIII», а станция «Маринер IX» должна была производить многократные (каждые 5 суток) съемку и зондирование шести определенных районов Марса для изучения так называемых «изменяющихся характеристик». Из-за аварии станции «Маринер VIII» ее задачи были возложены на «Маринер IX» (рис. 12) как основные, а изучение изменяющихся характеристик стало второстепенной задачей.

Вес станции 998 кг, в т. ч. вес топлива для корректирующе-тормозной двигательной установки (КТДУ) 450 кг. Высота от основания сканирующей платформы до вершины всенаправленной антенны 2,29 м. Размах панелей с солнечными элементами 6,9 м. Длина каждой из четырех панелей 2,14 м, ширина 0,9 м. На ней находятся 4368 элементов. Общая мощность, обеспечиваемая всеми элементами, составляет у Земли 800 вт, у Марса -500 вт. В системе электропитания используется также аккумуляторная батарея емкостью 600 вт·ч. На торцах панелей смонтированы солнечный датчик и микродвигатели системы ориентации. На верхнем днище корпуса крепится остронаправленная антенна с параболическим отражателем диаметром 1 м. На нижнем днище смонтирована сканирующая платформа с телевизионными камерами и научными приборами. Вес платформы с оборудованием 82 кг, она может поворачиваться (привод от электромоторов) относительно двух осей соответственно на 215 и 69°. Блок научной аппаратуры включает в себя телевизионную камеру с телеобъективом (разрешение с высоты 1800 км составляет 0,1 км), телевизионную камеру с широкоугольным объективом (1,0 км), инфракрасный радиометр для измерения температуры поверхности Марса, ультрафиолетовый спектрометр для изучения состава и структуры атмосферы Марса и инфракрасный интерференционный спектрометр для исследования поверхности, а также состава и температуры атмосферы Марса. Штатная радиотехническая система станции используется для зондирования атмосферы Марса в период радиозахода и радиовосхода. Траекторные измерения позволяют по возмущениям ареоцентрической орбиты определить характеристики гравитационного поля планеты.

Передатчик работает на частоте 2295 Мгц (выходная мощность 10 или 20 вт), приемник - на частоте 2210 Мгц. Максимальная информативность передатчика 16200 бит/сек. Емкость бортового записывающего устройства 1,8·10⁸ бит, скорость записи 132300 бит/сек. Система ориентации по трем осям использует солнечные датчики, датчик Канопуса и инерциальный измерительный блок, а в качестве исполнительных органов - 12 микродвигателей, работающих на сжатом азоте. КТДУ (тяга 136 кг) работает на гидразине и четырехокиси азота.

Ракета-носитель вывела станцию «Маринер IX» на траекторию полета к Марсу. 5 июня была проведена коррекция полета. На подлете к Марсу было сделано три серии снимков планеты. 14 ноября станция перешла на начальную ареоцентрическую орбиту (КТДУ проработала на торможение 15 мин 20 сек). Перицентр орбиты 1390 км, апоцентр 17920 км, наклонение 64°,28, период обращения 12 час 34 мин. 16 ноября была проведена коррекция орбиты, с тем чтобы уменьшить период обращения до 12 час, что создает наиболее благоприятные условия для приема информации. Перицентр скорректированной орбиты 1390 км, апоцентр 17140 км, период обращения 11 час 59 мин.

До конца декабря 1971 г. получению доброкачественных снимков поверхности планеты мешала пылевая буря на Марсе, но были получены хорошие снимки Фобоса и Деймоса. К концу декабря буря ослабла, и началась систематическая съемка поверхности планеты. 30 декабря орбита станции была скорректирована вторично, чтобы повысить перицентр и увеличить охват местности при каждом снимке, не изменяя 12-часового периода обращения. Перицентр вторично скорректированной орбиты 1653 км, апоцентр 17040 км, период обращения 11 час 59 мин. Станция «Маринер IX» продолжала свою работу и в 1972 г.

В 1971 г. в США были запущены к Луне два пилотируемых корабля по программе «Аполлон».

«Аполлон XIV». Основные задачи четвертого полета пилотируемого корабля на Луну: высадка в материковом районе севернее кратера Фра Мауро, где вследствие аварии на корабле «Аполлон XIII» космонавтам предыдущей лунной экспедиции высадиться не удалось (см. Ежегодник БСЭ 1971 г., с. 508-510); установка на Луне комплекта ALSEP № 3, включающего в себя радиоизотопную энергоустановку SNAP-27, телеметрическую систему и научные приборы (см. ниже); исследование локальных магнитных полей на поверхности Луны с помощью портативного магнитометра; доставка на Землю образцов лунного грунта; фотографирование и киносъемка во время выходов на поверхность Луны; проведение сеансов цветного телевидения с поверхности Луны и из отсека экипажа (ОЭ); фотографирование с селеноцентрической орбиты поверхности Луны, противосияния и комет; радиозондирование Луны с селеноцентрической орбиты; изучение аномалий гравитационного поля Луны по возмущениям селеноцентрической орбиты корабля; проведение технологических экспериментов в невесомости на трассе «Луна - Земля» (электрофорез, литье, изучение теплопередачи и поведения жидкости); наблюдения фосфенов («вспышек») на трассе «Земля - Луна» и «Луна - Земля»; обеспечение попадания на Луну отделившейся от корабля последней ступени ракеты-носителя, а также использованной взлетной ступени лунного отсека (ЛО) после доставки космонавтов с Луны в основной блок корабля (ОБК), обращающийся по селеноцентрической орбите.

Экипаж корабля: Алан Шепард (командир корабля), Стюарт Руса (пилот ОБК), Эдгар Митчелл (пилот ЛО). Подготовка космонавтов проводилась в основном по той же программе, что и предыдущих лунных экспедиций, но с учетом специфики программы предстоящего полета и опыта аварийного полета корабля «Аполлон XIII». Экипировка космонавтов была в основном такой же, как и при предыдущих экспедициях, но для облегчения транспортировки оборудования во время выходов на Луну они имели двухколесную тележку на надувных шинах, а также снабжались шлангом, который, в случае аварии на Луне ранцевой системы жизнеобеспечения (СЖО) одного космонавта, позволял подключать его скафандр к исправной СЖО второго космонавта, откуда подавалась вода для охлаждения. Для дыхания космонавт в этом случае использовал бы аварийный запас кислорода. Использование воды из исправной СЖО увеличивало ресурс аварийного запаса кислорода в неисправной СЖО с 30 до 75 мин, т. к. его не нужно было тратить на охлаждение скафандра. Меры микробиологической защиты и карантинизации были аналогичны мерам для космонавтов «Аполлона XII» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 508).

Космонавты должны были совершить два выхода на поверхность Луны длительностью по 4 час 15 мин - 4 час 45 мин, причем при втором выходе пройти более 1 км и достигнуть края кратера Коун. На Луне предполагалось установить сейсмометр, детектор ионов, ионизационный манометр, прибор для регистрации заряженных частиц, ловушку ядер атомов инертных газов в солнечном ветре (ловушка возвращается на Землю) и отражатель лазерного излучения, а также геофоны («активные сейсмометры») и пусковое устройство с гранатами. Геофоны должны были регистрировать сейсмические колебания, которые возникнут при подрыве космонавтами небольших пиротехнических зарядов с помощью специального ударника, а также колебания от взрыва гранат. Запуск гранат предполагалось осуществить по команде с Земли через несколько месяцев после того, как космонавты покинут Луну.

Для запуска корабля была использована ракета-носитель «Сатурн V» (AS-509), которая имела в основном такие же характеристики, как ракета корабля «Аполлон XIII». Корабль «Аполлон XIV» (вес 44,5 т) аналогичен кораблю «Аполлон XIII», но бортовое оборудование ОБК модифицировано для предотвращения аварии того типа, которая произошла на «Аполлоне XIII», а также для увеличения ресурса кислорода и электроэнергии, если подобная авария все же произойдет: в кислородных бачках горючие материалы заменены негорючими и удалены возможные источники электрического разряда, установлен дополнительный (третий) кислородный бачок и дополнительная серебряно-цинковая батарея с ресурсом 400 а·ч.

Запуск был произведен 31 января 1971 г. в 21 час 03 мин ¹ с 40-минутным опозданием, вызванным неблагоприятными метеорологическими условиями. Последняя ступень с кораблем вышла на геоцентрическую орбиту с перигеем 186 км и апогеем 192 км (расчетная орбита круговая, высотой 191 км). Второй старт был произведен в расчетное время. Перестроение отсеков заняло 2 час вместо расчетных 25 мин, так как стыковка ОБК с ЛО, находящимся на последней ступени ракеты-носителя, удалась только с шестой попытки. Последующий осмотр стыковочного узла не показал никаких неисправностей, видимо, мешало постороннее тело (грязь, лед), выпавшее при успешной стыковке. Позже обнаружилось, что одна из батарей ЛО обеспечивает напряжение на 0,3 в меньше номинального. Но дальнейшего падения напряжения не произошло. 4 февраля корабль вышел на начальную селеноцентрическую орбиту (107 X 313 км), а спустя 4 час перешел на более низкую орбиту (17 X 115 км), где должен был отделиться ЛО. 4 февраля произошло падение на Луну последней ступени ракеты-носителя. Вызванные падением колебания сейсмометр регистрировал в течение 3 час. 5 февраля ЛО с космонавтами Шепардом и Митчеллом отделился от ОБК, где остался Руса. ОБК был переведен на близкую к круговой (94 х 119 км) «орбиту встречи», а ЛО 5 февраля в 9 час 18 мин совершил посадку в точке с координатами 3°40'27" ю. ш. и 17°27'58" з. д. (в 26 м от расчетной точки). Посадка осложнилась тем, что как обнаружилось после разделения ЛО и ОБК, в бортовую ЦВМ ЛО была ошибочно введена программа аварийного возвращения к ОБК, которая начала бы автоматически отрабатываться при включении двигателя ЛО на торможение. На Земле удалось экстренно разработать «контрпрограмму», которая и была введена в ЦВМ ЛО.

¹Здесъ и далее - время по Гринвичу.

Первый выход на поверхность Луны был произведен 5 февраля и продолжался 4 час 45 мин. Космонавты установили приборы комплекта ALSEP № 3 и произвели подрывы пиротехнических устройств (возникшие колебания были зарегистрированы геофонами), а также собрали образцы лунного грунта. При этом приборы к месту их установки были доставлены на тележке. Второй выход был произведен 6 февраля и продолжался 4 час 29 мин. Вследствие значительной пересеченности местности и крутизны склона кратера Коун (до 18°), а также сложности оценки расстояния на Луне и выдерживания направления при отсутствии ориентиров, космонавты отклонились от правильного пути. Спустя 2,5 час после начала выхода частота пульса Шепарда достигла 150, а Митчелла - 128 ударов в минуту, и им приказали возвращаться, хотя они не достигли края кратера. За два выхода космонавты собрали 43 кг образцов и сделали около 500 снимков лунной поверхности. В целом они выполнили 206 из запланированных 215 операций на Луне. После пребывания на Луне в течение 33 час 30 мин космонавты 6 февраля стартовали с Луны, и спустя 2 часа была произведена стыковка с ОБК, обращавшимся по селеноцентрической орбите. Схема сближения с ОБК была иной, чем при предыдущих полетах, и предусматривала стыковку на первом, а не на втором витке ЛО, чтобы космонавты, утомленные после операций на Луне, были быстрее доставлены в ОБК. Использованная взлетная ступень ЛО упала на Луну. Вызванные падением колебания сейсмометры регистрировали в течение 1,5 час. После пребывания на селеноцентрической орбите в течение 66 час 38 мин ОБК перешел на траекторию полета к Земле. На трассе «Луна - Земля» были успешно проведены технологические эксперименты. Приводнение ОЭ произошло 9 февраля в 21 час 05 мин в точке с координатами 27°2' ю. ш. и 172°40' з. д. в 1,8 км от расчетной точки. Полет продолжался 216 час 02 мин. Оставленные космонавтами на Луне приборы работали нормально, но от запуска гранат пришлось отказаться: космонавты установили пусковое устройство неудачно, и при взрыве могли пострадать остальные приборы.

«Аполлон XV». Задачи пятого полета пилотируемого корабля на Луну были значительно шире, чем при предыдущих полетах, поскольку использовался корабль усовершенствованной модели J («Аполлон XIV» был последним кораблем модели Н). Основными задачами пятого полета были: высадка в материковом районе «Хэдли-Апеннины» в непосредственной близости к борозде Хэдли (длина более 100 км, средняя глубина 370 м, средняя ширина 1200 м) и к горе Хэдли-Дельта (высота 3,6 км); установка комплекта ALSEP № 4, включающего в себя радиоизотопную энергоустановку SNAP-27, телеметрическую систему и научные приборы (см. ниже); доставка на Землю ~80 кг образцов лунного грунта, в т. ч. керна длиной 3 м из скважины, просверленной в грунте специальным электробуром; маршрутные экспедиции на луноходе; фотографирование и киносъемка во время выходов на поверхность Луны; проведение сеансов цветного телевидения с поверхности Луны (после отлета космонавтов с помощью оставленной на Луне ТВ камеры предполагали производить астрономические наблюдения) и из отсека экипажа (ОЭ); съемка и зондирование Луны с селеноцентрической орбиты при помощи комплекта приборов SIM ¹ № 1 в ОБК; фотографирование из ОЭ с селеноцентрической орбиты лунной поверхности, противосияния, зодиакального света и солнечной короны; доставка на селеноцентрическую орбиту автоматического спутника; наблюдения фосфенов; радиозондирование Луны с селеноцентрической орбиты; изучение аномалий гравитационного поля Луны по возмущениям селеноцентрической орбиты корабля; обеспечение попадания на Луну отделившейся от корабля последней ступени ракеты-носителя и использованной взлетной ступени ЛО.

¹ Scientific Instrument Module - блок научных приборов.

Экипаж корабля: Дейвид Скотт (командир корабля), Алфред Уорден (пилот ОБК), Джеймс Ирвин (пилот ЛО). Подготовка космонавтов проводилась с учетом специфики программы предстоящего полета, предусматривающей маршрутные поездки на луноходе и исследования Луны с помощью комплекта SIM. Экипировка космонавтов несколько отличалась от экипировки предыдущих экспедиций: ресурс ранцевой СЖО повышен до 8 час, усовершенствованы скафандры, с тем чтобы они обеспечивали большую свободу движений и имели большую гибкость, потому что космонавтам предстояло в течение длительных периодов находиться в сидячем положении на луноходе. При полете корабля «Аполлон XV» впервые отказались от послеполетного карантина, так как при полетах предыдущих экспедиций ни в морских, ни в материковых районах Луны микроорганизмов не обнаружили.

Космонавты должны были произвести три выхода на поверхность Луны общей длительностью 20 час и при каждом выходе совершать поездки на луноходе (общая протяженность 38 км), не удаляясь, однако, более чем на 5 км от места посадки, чтобы в случае аварии можно было возвратиться к ЛО пешком за 75 мин (ресурс аварийного запаса кислорода в СЖО). Предусматривались поездки к борозде Хэдли, подножию горы Хэдли-Дельта и к группе кратеров «Северный комплекс» соответственно при первом, втором и третьем выходах. Автоматический спутник отделяется от ОБК перед его переходом на траекторию полета к Земле. На трассе «Луна - Земля» пилот ОБК совершает выход в открытый космос для переноса в ОЭ кассет с пленкой из двух камер комплекта SIM № 1. На Луне предполагалось установить следующие научные приборы: сейсмометр, детектор ионов, ионизационный манометр, магнитометр, спектрометр частиц в солнечной плазме, приборы для исследования тепловых потоков, идущих из недр Луны к ее поверхности (последние - в трехметровой скважине, высверленной в грунте электробуром), ловушку ядер атомов инертных газов в солнечном ветре (ловушка возвращается на Землю) и отражатель лазерного излучения. Комплект SIM № 1 (рис. 14) для съемки и зондирования Луны с селеноцентрической орбиты включал в себя: панорамную камеру (разрешение 2 м при съемке с высоты 110 км), топографическую камеру (разрешение 20 м), звездную камеру для привязки снимков топографической камеры по координатам, лазерный высотомер (разрешение ±2 м) для привязки этих снимков по высоте, рентгеновский, альфа- и гамма-спектрометры, а также масс-спектрометр. Автоматический спутник (рис. 15), доставленный на селеноцентрическую орбиту, весит 36 кг. На нем установлены магнитометр, детекторы заряженных частиц и передатчик. Последний служит как для передачи телеметрии, так и для траекторных измерений, чтобы по возмущениям орбиты спутника определять характеристики гравитационного поля Луны. Луноход (рис. 16) весит 211 кг, грузоподъемность - 400 кг, длина 3,2 м, ширина 2,1 м, высота 1,1 м, расстояние между осями 2,3 м, ширина колеи 1,83 м, клиренс 0,36 м. Ресурс хода 65 км, максимальная скорость 13 км/час, радиус разворота 6 м. Луноход рассчитан на преодоление склонов крутизной до 20°, препятствий высотой до 0,3 м, трещин шириной до 0,7 м. Каждое из четырех колес (диаметр 0,8 м) ведущее и имеет в ступице индивидуальный электромотор (0,25 л. с.), питаемый химическими батареями. Имеется автономное рулевое управление для передних и задних колес.

Для запуска корабля была использована ракета-носитель «Сатурн V» (AS-510), которая подверглась некоторой модификации (усовершенствование форсунок ЖРД первой ступени и пр.), что позволило уменьшить стартовый вес на 40 т, несмотря на более тяжелую полезную нагрузку. Корабль «Аполлон XV» (вес 46,76 т) относился к более совершенной модели J и имел следующие главные отличия от кораблей серии Н: увеличенные запасы кислорода, водорода и электроэнергии в ОБК, что повысило общий ресурс ОБК с 10,7 до 14 суток; наличие комплекта SIM № 1; увеличенные запасы кислорода, воды и электроэнергии в ЛО, что повысило его общий ресурс с 49,5 до более чем 70 час; увеличенный запас топлива ЛО в связи с повышением его веса и для обеспечения возможности более длительных горизонтальных маневров при посадке в поисках подходящей площадки; повышенный удельный импульс двигателя посадочной ступени ЛО за счет увеличения степени расширения сопла (удлинение соплового насадка); наличие лунохода.

Запуск был произведен 26 июля 1971 г. в расчетное время - в 13 час 34 мин. Последняя ступень с кораблем вышла на геоцентрическую орбиту с перигеем 168,0 км и апогеем 169,9 км (расчетная орбита круговая высотой 167 км). Второй старт и перестроение отсеков прошли нормально. На трассе «Земля - Луна» возникло подозрение о выходе из строя клапанов маршевого двигателя, но проверка показала, что они исправны, а неполадка возникла в индикаторе. 29 июля корабль вышел на начальную селеноцентрическую орбиту (108 X 314 км), а спустя 4 часа перешел на более низкую орбиту (14,5 X 109 км), где должен был отделиться ЛО. 29 июля произошло падение на Луну последней ступени ракеты-носителя в 80 км от расчетной точки, 30 июля ЛО с космонавтами Скоттом и Ирвином отделился от ОБК с 26-минутным опозданием, так как штеккер в стыковочном узле был плохо соединен, и Уордену пришлось пройти в переходной туннель-лаз и вручную укрепить штеккер. После разделения Уорден перевел ОБК на «орбиту встречи» (100 X 121 км). ЛО совершил посадку 30 июля в 22 час 16 мин 30 сек, примерно в 450 м от расчетной точки (26°04'54" с. ш. и 3°39'30" в. д.).

Через 2 час после посадки Скотт открыл верхний люк ЛО и, высунувшись из него, произвел осмотр и фотографирование окружающей местности с высоты 7 м. Первый выход на поверхность Луны был произведен 31 июля и продолжался 6 час 32 мин. Космонавты совершили поездку к краю борозды Хэдли, а по возвращении установили все приборы комплекта ALSEP № 4, кроме приборов для измерения тепловых потоков. Оказалось неисправным рулевое управление передних колес лунохода, но космонавты обеспечивали все развороты с помощью рулевого управления задних колес. Второй выход был произведен 1 августа и продолжался 7 час 14 мин. Перед началом поездки на луноходе по инструкции с Земли удалось исправить рулевое управление передних колес.

Маршрут поездки к горе Хэдли-Дельта был сокращен, чтобы у космонавтов осталось время на бурение двух скважин для приборов и третьей - для получения керна. Первые две скважины удалось пробурить только на 1,5 м (вместо 3 м), а колонка с керном застряла, и ее извлечение отложили на третий выход. Этот выход был произведен 2 августа и длился 4 час 50 мин. Он был намеренно сокращен, чтобы оставить больше времени на подготовку к старту с Луны. Извлечение из грунта колонки с керном заняло так много времени, что от поездки к «Северному комплексу» пришлось отказаться, и космонавты снова направились на луноходе к борозде Хэдли. Общая длительность трех выходов 18 час 36 мин, общая протяженность поездок на луноходе 27,2 км (9 км при первом выходе, 12,5 км - при втором, 5,7 км - при третьем), всего космонавты собрали 77 кг образцов лунного грунта. Были выполнены почти все задачи, кроме обследования района «Северного комплекса». Луноход продемонстрировал высокие эксплуатационные характеристики. Модифицированные скафандры были удобны для космонавтов, однако у Ирвина наблюдались кратковременные периоды сердечной аритмии. После пребывания на Луне в течение 66 час 55 мин космонавты 2 августа стартовали с Луны, и спустя 2 час была произведена стыковка с ОБК. Использованная взлетная ступень ЛО упала на Луну. Вызванные падением колебания сейсмометры регистрировали примерно в течение часа. Отделение ступени от ОБК было отложено на один виток, так как поступил сигнал о негерметичности люков. Люки были открыты и снова закрыты. Проверка показала полную герметичность. По-видимому, ранее в один из люков попало инородное тело. ОБК еще в течение 2 суток обращался по селеноцентрической орбите, и космонавты вели съемку и зондирование Луны с помощью приборов комплекта SIM № 1. В общей сложности камеры комплекта отсняли 12% площади поверхности, а приборы произвели зондирование 20% площади. До 20% снимков топографической камеры были неудовлетворительными из-за неполадок в устройстве компенсации сдвига изображения. Вскоре после начала съемки вышел из строя лазерный высотомер. 4 августа была включена оставленная на Луне ТВ камера. После 14 мин нормальной работы она вышла из строя. От астрономических наблюдений с ее помощью пришлось отказаться. На 74-м витке ОБК по селеноцентрической орбите от него отделился автоматический спутник, который вышел на орбиту с периселением 100 км и апоселением 141 км. 4 августа на 75-м витке, после пребывания на селеноцентрической орбите в течение 145 час 16 мин, ОБК был переведен на траекторию полета к Земле. 5 августа, когда ОБК находился на расстоянии 315 000 км от Земли, Уорден совершил выход в открытый космос и перенес в ОЭ кассеты с пленкой от двух камер комплекта SIM № 1. Все операции заняли 18 мин (по программе - 60 мин). Приводнение ОЭ произошло 7 августа в 20 час 46 мин в точке с координатами 26°04' с. ш. и 158°04'30" з. д. в 8,8 км от расчетной точки. При посадке один из трёх парашютов свернулся, и ОЭ опустился на воду на двух парашютах. Посадочная скорость составила 9,7 м/сек, перегрузки 16 (при посадке на трех парашютах соответственно 8,5 м/сек и 8 - 10). Полет продолжался 295 час 12 мин. Оставленные космонавтами на Луне приборы работали нормально. Реадаптация у Уордена длилась 5, у Скотта -9, у Ирвина -13 суток, в то время как у космонавтов предыдущих кораблей - не более 50 час. Это объясняется, по-видимому, очень насыщенным графиком работы экипажа «Аполлона XV» и потерей калия.

Лит.: «Aerospace Daily», «Air et Cosmos», «Aviation Week and Space Technology», «Flight», «Interavia Air Letter», «NASA News Release», «Science News», «Sky and Telescope», «Spaceflight», «Space World».