В 1972 г. состоялись запуски автоматических станций для исследований Луны и Венеры. Продолжались запуски искусственных спутников Земли научного и прикладного назначения, выполнялась комплексная программа исследований планеты Марс с помощью его искусственных спутников - автоматических станций «Марс-2» и «Марс-3», выведенных на околопланетные орбиты в 1971 г.

14-25 февраля состоялся полет автоматической станции (АС) «Луна-20» по трассе Земля-Луна-Земля. На Землю доставлены образцы лунного грунта, впервые взятые в труднодоступном материковом районе Луны.

Конструктивно АС «Луна-20» (рис. 1), так же, как и АС «Луна-16» (см. Ежегодник БСЭ 1971 г., с. 493, 494), выполнена в виде посадочной ступени (ПС) с грунтозаборным устройством (ГУ), на которой установлена космическая ракета «Луна - Земля», с возвращаемым аппаратом (ВА). Схема полета АС «Луна-20» подобна схеме полета АС «Луна-16». Запуск многоступенчатой ракеты с АС «Луна-20» был осуществлен 14 февраля в 6 час 20 мин.

Станция стартовала к Луне с орбиты ИСЗ. Для обеспечения выхода АС в заданный район окололунного пространства 15 февраля была осуществлена коррекция траектории полета. 18 февраля в результате проведенного сеанса торможения станция перешла на круговую селеноцентрическую орбиту высотой 100 км, наклонением относительно плоскости лунного экватора 65° и периодом обращения 1 час 58 мин. 19 февраля станция была переведена на эллиптическую орбиту с максимальной высотой над поверхностью Луны 100 км и минимальной высотой 21 км.

Для обеспечения посадки АС «Луна-20» в расчетный район Луны 21 февраля в 22 час 13 мин был включен основной тормозной двигатель. Через 267 сек двигатель был выключен, и до высоты 760 м станция совершала свободное падение. В дальнейшем снижение станции проходило в режиме управляемого спуска, в процессе которого с помощью автоматической системы управления изменялась тяга основного двигателя. Начиная с высоты 20 м от поверхности Луны, торможение осуществлялось с помощью двигателей малой тяги. 21 февраля в 22 час 19 мин АС «Луна-20» совершила мягкую посадку на поверхность Луны в точке с селенографическими координатами 3° 32' с. ш. и 56° 33' в. д. Место посадки станции находится на участке лунного материка, примыкающего к северо-восточной оконечности Моря Изобилия. После прилунения станции были проверены бортовые системы и определено положение станции на лунной поверхности. С помощью телефотометрического устройства на Землю передавались изображения лунной поверхности, по которым было выбрано место взятия образцов лунной породы. Затем по команде с Земли начались операции по забору грунта. ГУ произвело бурение лунного грунта и забор образцов породы. При этом ввиду повышенного сопротивления грунта бурение осуществлялось в несколько этапов с промежуточными остановками бурового устройства. Взятые образцы с помощью манипулятора были помещены в контейнер космической ракеты и загерметизированы.

Космическая ракета «Луна - Земля» стартовала по команде от бортового программно-временного устройства 23 февраля в 1 час 58 мин. На завершающем этапе полета к Земле 25 февраля от космической ракеты отделился ВА. После аэродинамического торможения в плотных слоях земной атмосферы была введена в действие парашютная система и в 22 час 12 мин возвращаемый аппарат АС «Луна-20» (рис. 2) совершил мягкую посадку в расчетном районе, в 40 км сев.-зап. Джезказгана. Доставленный на Землю лунный грунт был передан для научных исследований в Академию наук СССР.

В целом грунт или реголит «Луны-20» (рис. 3) представляет собой рыхлый разнозернистый материал светло-серого цвета, значительно более светлый, чем реголит из Моря Изобилия. По сравнению с грунтом «Луны-16» в нем заметно меньше оплавленных частиц. Как и в случае с Морем Изобилия, грунт из материковой области Луны обладает высокой способностью к электризации. Насыпной вес грунта 1,1 ÷ 1,2 г/см³. Он легко уплотняется до 1,7 ÷1,8 г/см³. По данным гранулометрического анализа, средний размер частиц ~70-80 мкм. Крупных частиц размером свыше 1 мм в нем больше, чем в грунте «Луны-16». Более светлый оттенок реголита «Луны-20» подтверждается исследованием альбедо. Значение альбедо выше, чем у образцов, доставленных «Луной-16», «Аполлоном XI» и «Аполлоном XII». Для мелкой фракции альбедо равно 0,083, для ультрафиолетовой области - 0,145, для видимой области - 0,200, для ближней инфракрасной - 0,260. Максимум отражения приходится на λ=4 мкм и равно 0,370.

Микроскопическое изучение реголита «Луны-20» показало резкое отличие его от морского реголита «Луны-16», «Аполлона XI» и «Аполлона XII». В реголите преобладали фрагменты кристаллических пород и минералов с хорошо сохранившимися гранями, поверхностями скола. Мало наблюдалось ошлакованных брекчий и сфероидов, характерных для реголита лунных морей. Основную массу частиц составляют породы анортозитового типа, состоящие в значительной мере из полевого шпата (плагиоклаза). В них постоянно встречаются включения металлического железа различной формы и размера. Породы базальтового типа представлены немногочисленными частицами базальта, совершенно аналогичными базальтам лунных морей. В мелкозернистой фракции реголита (≤80μ) «Луны - 20» главной составляющей частью является анортозит - 50 ÷60%. В морском реголите обычно встречается около 1-2% анортозита.

Данные о содержании главных компонентов вещества (в %), доставленного «Луной-20», приведены в таблице (для сравнения даны сведения по «Луне-16»).

27 марта в 7 час 15 мин к планете Венера была запущена автоматическая межпланетная станция (АМС) «Венера-8» (рис. 4). Как и все предыдущие станции серии «Венера», АМС «Венера-8» состояла из орбитального отсека и спускаемого аппарата (СА). Ее общий вес равнялся 1184 кг, вес СА - 495 кг. В конструкцию СА (рис. 5,6) станции «Венера-8» были внесены существенные изменения в связи с уточнением станцией «Венера-7» параметров атмосферы у поверхности планеты,

Облегчение конструкции корпуса СА позволило расширить состав научных приборов и осуществить мероприятия по увеличению времени работы аппаратуры на поверхности Венеры. В приборном отсеке СА, где размещались блоки научной аппаратуры, радиотехническая и телеметрическая системы, источники питания, аппаратура автоматики и агрегаты системы терморегулирования, был обеспечен необходимый тепловой режим благодаря повышению эффективности теплоизоляционной оболочки и установке внутри отсека поглотителей тепла. Для передачи на Землю данных научных измерений применялась новая антенная система, состоящая из двух антенн: спиральной, жестко укрепленной в верхней части СА, и выносной, выбрасываемой из парашютного отсека после посадки аппарата. Применение двух антенн обеспечивает надежность радиосвязи СА с Землей, поскольку из-за неровности рельефа в месте посадки одна из антенн может оказаться неориентированной на Землю. На СА станции «Венера-8» были установлены вымпелы с барельефом В. И. Ленина и изображением Государственного герба СССР,

АМС «Венера-8» была сначала выведена на промежуточную орбиту искусственного спутника Земли. Старт с околоземной орбиты к Венере был осуществлен в 8 час 42 мин. Двигатели последней ступени проработали 243 сек и сообщили станции скорость 11,5 км/сек. Для обеспечения прилета станции к планете в расчетное время и посадки СА в заданном районе Венеры 6 апреля была проведена коррекция траектории движения станции. В ходе полета по межпланетной траектории с АС «Венера-8» состоялось 86 сеансов связи, во время которых осуществлялось управление станцией, контролировалось состояние бортовых систем, измерялись параметры траектории движения и проводились научные исследования физических процессов, протекающих в космическом пространстве. При полете станции в околопланетном космическом пространстве и верхней атмосфере Венеры проводились измерения уровня радиации, плотности водорода и дейтерия.

22 июля АМС «Венера-8», преодолев за 117 суток полета расстояние более 300 млн. км, достигла окрестности планеты Венера. При входе в атмосферу планеты в 10 час 40 мин от станции отделился СА. В процессе аэродинамического торможения в атмосфере скорость аппарата снизилась с 11,6 км/сек до 250 м/сек, после чего в действие была введена парашютная система. После раскрытия парашюта началась передача научной и служебной информации. Снижение СА продолжалось около часа и в 12 час 29 мин аппарат произвел мягкую посадку на поверхность Венеры. Посадка космического аппарата впервые осуществлена на освещенную сторону планеты.

Программа экспериментов, осуществляемых с помощью научной аппаратуры СА, предусматривала: измерение температуры и давления атмосферы на дневной стороне Венеры, измерение освещенности в атмосфере и у поверхности планеты, определение содержания аммиака в атмосфере, определение скорости ветра на различных уровнях в атмосфере, измерение перегрузок, возникающих на участке аэродинамического торможения, определение физических характеристик поверхностного слоя и характера поверхностных пород в месте посадки аппарата.

Прямые измерения температуры и давления производились при помощи системы датчиков в процессе спуска с высоты около 55 км до поверхности планеты и после посадки. В течение всего времени спуска проводились также измерения высоты над поверхностью при помощи бортового радиовысотомера. Заметных различий в высотных профилях температуры и давления на дневной и ночной сторонах Венеры не обнаружено, что подтверждает теоретические оценки этих характеристик. В месте посадки СА станции «Венера-8» температура атмосферы составила 470³ ±8°С, давление 90±1,5 кг/см², что очень близко к значениям, полученным в результате эксперимента на станции «Венера-7», совершившей посадку на ночной стороне планеты (см. Ежегодник БСЭ 1971 г.).

Информация о величинах освещенности в атмосфере, полученная фотометром СА на всем участке спуска вплоть до поверхности, свидетельствует, что поверхности планеты достигает лишь небольшая часть солнечного излучения. Освещенность в месте посадки при угле Солнца 5,5° находится в пределах 100÷300 лк.

Если Солнце находится в зените, то освещенность не менее 1000-3000 лк. Освещенность ото дня к ночи меняется довольно значительно.

Ученые высказывали предположения, что в состав венерианских облаков могут входить соединения, содержащие аммиак. В связи с этим на СА станции «Венера-8» был установлен газоанализатор. Действие прибора основано на методе регистрации изменения цвета химического реактива при воздействии на него аммиака. В результате измерений, выполненных на высотах около 46 и 33 км, было установлено, что объемное содержание аммиака находится в пределах 0,01-0,1%.

Измерения скорости ветра в атмосфере показали, что на высоте 50 км скорость ветра равна 50-60 м/сек, ниже 10-12 км невелика, около 2 м/сек. Измерения свидетельствуют о наличии широтного ветра, направленного от терминатора на дневную сторону, т. е. в направлении собственного вращения планеты.

Анализ уровня отражаемых поверхностью радиоволн, излучавшихся с СА в процессе спуска, позволил сделать оценку диэлектрической проницаемости и плотности грунта. Результаты измерений позволяют сделать вывод, что в районе места посадки СА поверхностный слой планеты является достаточно рыхлым, с плотностью грунта 1,4 г/см³. Для определения характера горных пород, слагающих поверхностный слой Венеры, на СА был установлен гамма-спектрометр. Измерение спектров гамма-излучения во время функционирования СА на поверхности планеты позволило определить в поверхностном слое содержание калия, урана и тория. Грунт в месте посадки включает в себя калия 4%, урана 0,0002%, тория 0,00065% и по содержанию радиоактивных элементов и по их соотношению напоминает земные гранитные породы.

Рис. 1. Автоматическая станция «Луна-20»: 1 - приборный отсек посадочной ступени; 2 - управляющие сопла; 3 - топливные баки ракеты; 4 - антенна; 5 - приборный отсек ракеты; 6 - возвращаемый аппарат; 7 - буровой механизм; 8 - штанга бурового механизма; 9 - телефотометр; 10 - топливный бак; 11 - двигательная установка посадочной ступени. Рис. 2. Возвращаемый аппарат станции «Луна-20». Рис. 3. Общий вид лунного грунта, доставленного станцией «Луна-20». Рис. 4. Автоматическая межпланетная станция «Венера-8»: 1, 2, 4 - датчики системы астроориентацшг 3 - приоорныи отсек; 5 - остронаправленная параболическая антенна; 6 - малонаправленная антенна; 7 - панели солнечной батареи; 8 - спускаемый аппарат; 9 - корректирующая двигательная установка. Рис. 5. Спускаемый аппарат станции «Венера-8» на поверхности Венеры: 1 - выносная антенна (после отстрела); 2 - датчики давления и температуры атмосферы; 3 - датчики измерения освещенности; 4 - основная антенна; 5 - выносная антенна (до отстрела); 6 - парашют (после отстрела).
Рис. 6. Спускаемый аппарат станции «Венера-8»: 1 - демпфер; 2 - теплоизоляция внешняя; 3 - радиопередатчик; 4 - корпус приборного отсека; 5 - блок коммутации; 6 - вентилятор; 7 - трубопровод системы терморегулирования; 8 - антенна передатчика (выносная); 9 - парашютный отсек; 10 - антенна передатчика (основная); 11 - крышка парашютного отсека; 12 - вытяжной парашют; 13 - основной парашют; 14 - антенна радиовысотомера; 15 - теплообменник; 16 - теплоаккумулятор; 17 -теплоизоляция внутренняя; 18 -программно-временное устройство; 19 - теплоаккумулятор. Рис. 7. Автоматическая станция «Прогноз»: 1 - малонаправленная антенна радиокомплекса; 2 - датчик солнечной ориентации; 3 - антенна приемника длинноволнового радиоизлучателя; 4 - малонаправленная антенна радиокомплекса; 5 - приборный контейнер; 6 - панель солнечной батареи; 7 - штанга магнитометра; 8 - антенна приемника низкочастотного излучения электромагнитного поля. Рис. 8. Французский малый автономный спутник (MAC) перед стартом. Рис. 9. Искусственный спутник Земли «Интеркосмос-7». Рис. 10. Ракета-носитель с искусственным спутником Земли «Интеркосмос-8».

На борту искусственных спутников Марса - АМС «Марс-2» и «Марс-3» (см. Ежегодник БСЭ 1972 г.) проводилось 11 научных экспериментов. Семь из них связаны с изучением самой планеты, три - с измерениями параметров межпланетной среды и один, выполнявшийся совместно с французскими учеными,- с исследованием радиоизлучения Солнца. Почти все приборы станций были ориентированы так, что при прохождении периареса они «смотрели» на планету. Поверхность Марса просматривалась приборами в течение примерно 30 мин. При этом оси приборов пересекали планету приблизительно по половине большого круга. Инфракрасный радиометр, принимавший излучение планеты в дальней части инфракрасного диапазона в области длин волн 8-40 мкм, измерял температуру поверхности вдоль трассы полета. Трассы начинались в южном полушарии, где в исследуемый период подходило к концу марсианское лето, пересекали затем экватор и заканчивались в северном полушарии. Начальные точки трасс приходились на области, где было еще утро, а конечные - на послеполуденные, вечерние, иногда даже ночные часы. Температура вдоль трасс менялась поэтому в широких пределах: от +13 °С (для 11° ю. ш. в 14 час местного солнечного времени) до -93 °С (19° с. ш., в 19 час местного времени). А в области северной полярной шапки температура падала ниже -110°С. Измеренная разность температур между морями и континентами составляет около 10° вблизи местного полудня и может быть объяснена различием в альбедо.

Бортовой радиотелескоп измерял интенсивность и поляризацию радиоизлучения на длине волны 3,5 см вдоль той же трассы. Он определял температуру грунта на глубине 30-50 см. Как показывают результаты измерений, температура под поверхностью на указанной глубине не испытывает суточных колебаний. Кроме температуры, определялась также диэлектрическая постоянная грунта. Измерения свидетельствуют, что изменения температуры грунта и диэлектрической постоянной связаны: большим значениям температуры отдельных участков соответствуют большие значения диэлектрической постоянной. Это означает, что плотность грунта меняется вдоль трассы измерений. По-видимому, когда значения диэлектрической постоянной велики, материал грунта находится в раздробленном состоянии.

Инфракрасный фотометр измерял поглощение в полосе углекислого газа с длиной волны 2,06 мкм. При обработке результатов измерений вычислялась эквивалентная ширина полосы поглощения СО₂, для чего использовались также данные лабораторной калибровки прибора, сведения о составе марсианской атмосферы, ее шкале высот и температуре. Эквивалентная ширина позволяет вычислить давление у поверхности. Различия в давлении пересчитывались в разности высот и так оценивалась высота гор и глубина впадин. На среднем уровне давление на Марсе принималось равным 6 мб.

Трасса, прочерченная станцией «Марс-3» 16 февраля 1972 г., проходила через южную оконечность Hellospontus, северо-восточный край Hellas, темные области Lapigia и Syrtis Major, через Мегое и в районе Umbra захватывала край северной полярной шапки. Самой высокой областью оказалась Syrtis Major (около 3,5 км), самой низкой - окраина Hellas (-1 км) и район к северу от Syrtis Major (от 0 до + 1 км).

Когда станции «Марс-2» и «Марс-3» вышли на околомарсианские орбиты, над планетой бушевала пылевая буря. В течение декабря поверхность Марса была закрыта пылевой бурей, в январе пыль осела и измерения, проведенные в начале февраля, свидетельствовали о полном исчезновении всех связанных с ней явлений. Измерения, проведенные инфракрасным фотометром в декабре, показали, что высота пылевых облаков составляет около 10 км над средним уровнем поверхности. Над более высокими областями слой облаков тоньше, над низкими - толще. Анализ данных научных измерений станций «Марс» показывает, что средний радиус пылевых частиц около 1 мкм. Такие частицы должны оседать очень медленно, что согласуется с общей продолжительностью пылевой бури. С другой стороны, снимки с американского аппарата «Маринер-9», сделанные в конце декабря, показывают существенное увеличение прозрачности атмосферы Марса за 10 суток. Это можно объяснить наличием в пылевых облаках некоторой доли быстро оседающих частиц сравнительно большого размера - около 10 мкм. С помощью фотометра для изучения распределения яркости по планете в диапазоне 0,36-0,7 мкм неоднократно наблюдались облака, видимые в синих лучах (λ = 0,36 мкм) и незаметные в красных лучах (λ = 0,7 мкм). Такие облака должны состоять из частиц размером много меньше микрона. В общем, в марсианских облаках в период пылевой бури, видимо, содержались частицы разных размеров, причем соотношение их менялось по времени. Атмосфера Марса и ее облачный слой в целом во время бури менее прозрачные для солнечного излучения, чем для планетарного. Значительная часть солнечной энергии захватывается атмосферой, температура ее повышается, а температура поверхности падает по сравнению с нормальными условиями. Пыль, по-видимому, и в условиях нормальной прозрачности марсианской атмосферы играет заметную роль в ее тепловом режиме. Большая роль пыли в тепловом режиме атмосферы Марса отмечалась и ранее, однако только наблюдения во время пылевой бури подтвердили указанное явление.

Узкополосный инфракрасный фотометр на полосу поглощения водяного пара 1,38 мкм показал, что содержание водяного пара в течение всего периода исследований не превышало 5 мкм осажденной воды - в тысячи раз меньше, чем в земной атмосфере. Эта величина на порядок меньше, чем обнаруживалось ранее в ряде наземных наблюдений. Возможно, что уменьшение влажности связано с сезоном. По времени оно совпало с пылевой бурей. Не ясно, является ли это совпадение случайным. Существенно, что не найдено пока сильных локальных флюктуации содержания Н₂0 в атмосфере, «оазисов» с повышенной влажностью. Отмечены только относительно плавные изменения влажности по трассе, если не считать скачка в области северной полярной шапки.

Ультрафиолетовый фотометр регистрировал солнечное излучение, рассеянное атомами водорода и кислорода в верхней атмосфере Марса на высотах от ста до нескольких десятков тысяч километров. Данный прибор при прохождении станцией периареса был направлен на «горизонт» планеты, т. е. касательно к поверхности Марса. Он регистрировал излучение атомарного кислорода в трех близко расположенных линиях с длиной волны 1300 Ằ и излучение атомарного водорода с длиной волны 1216Ằ. По наблюдениям интенсивности в этих линиях были рассчитаны плотность рассеивающих атомов и их температура. Вблизи поверхности атмосфера Марса состоит в основном из углекислого газа, однако на высоте около 100 км под действием солнечного ультрафиолетового излучения он распадается на молекулу угарного газа и атом кислорода. Такой же процесс распада водяного пара приводит к появлению атомов водорода, которые в 16 раз легче атомов кислорода. В связи с этим выше 300-400 км атмосфера Марса становится в основном атомарно-водородной. Все же следы кислорода отмечаются до высоты 700- 800 км, где его концентрация равна ста атомам в 1 см³. Плотность более легкого водорода падает очень медленно, уменьшаясь от 10 000 атомов в 1 см³ около планеты до 100 и даже меньше атомов на расстоянии 10 000 км. В области высот от 100 до 200 км температура верхней атмосферы возрастает, а выше остается постоянной. Верхняя атмосфера Марса больше похожа на атмосферу Венеры, нежели на верхнюю атмосферу Земли. По-видимому, это связано с тем, что углекислый газ преобладает в атмосфере и Марса и Венеры.

На основе анализа сигналов радиопередатчиков сантиметрового диапазона в периоды, когда станции заходили за край планеты или выходили из-за него, изучалась ионосфера Марса. Ионосфера на планете Марс «прижата» к поверхности: максимум электронной плотности расположен на высоте 140 км (для земной ионосферы на высоте 300 км). На высотах около 110 км наблюдался второй максимум, электронная концентрация в котором примерно в 3 раза ниже. На борту станций был размещен также комплекс из трех приборов, предназначенный для исследования магнитного поля и заряженных частиц в окрестностях Марса. С помощью феррозондового магнитометра проводились измерения магнитного поля вблизи планеты. Обнаружены изменения магнитного поля, в 8 раз превышающие уровень межпланетного фона. Интенсивность поля с приближением к Марсу возрастала по всем трем компонентам магнитометра. Возможно, что Марс обладает собственным магнитным полем дипольного характера. По измерениям при помощи электронных ловушек на спутнике «Марс-3» обнаруживается закономерный рост потока электронов и электронной температуры вблизи периареса по мере приближения спутника к планете. Вместе с тем был зарегистрирован также участок с горячим электронным газом вдали от периареса на расстоянии 180-200 тыс. км от планеты. Спектрометр заряженных частиц, регистрирующий ионы солнечного ветра в диапазоне энергий не более 10 кэв, показал вблизи Марса наличие зоны тепловых ионов. Форма внешней границы этой зоны и величина скачка скорости потока в солнечном ветре позволяют предположить наличие ударной волны при взаимодействии солнечного ветра с верхней атмосферой Марса.

В комплексе экспериментов, проводившихся на спутниках «Марс-2» и «Марс-3», фотографированию планеты отводилась вспомогательная роль. Вместе с тем снимки, выполненные на «Марсе-3» с больших расстояний, позволяют уточнить сжатие планеты, строить профили рельефа по изображению края диска на участках большой протяженности, получить цветные изображения диска Марса путем синтезирования фотоизображений, сделанных с различными светофильтрами. На фотоснимках обнаружены интересные сумеречные явления, в частности свечение атмосферы приблизительно на 200 км за линию терминатора, изменение цвета поверхности вблизи терминатора. На некоторых снимках прослеживается слоистая структура марсианской атмосферы.

Для изучения процессов солнечной активности, влияния этих процессов на межпланетную среду и магнитосферу Земли 14 апреля в 3 час 54 мин был осуществлен запуск автоматической станции «Прогноз». Выведение станции на расчетную орбиту проводилось в два этапа. Вначале станция вместе с разгонным блоком была выведена на промежуточную орбиту ИСЗ. Затем двигатель разгонного блока сообщил станции дополнительную скорость, и она была выведена на расчетную орбиту. В соответствии с научными задачами полета начальная орбита станции «Прогноз» была сориентирована апогеем в сторону Солнца.

Конструктивно АС «Прогноз» (рис. 7) выполнена в виде герметичного контейнера цилиндрической формы, закрытого с обеих сторон сферическими днищами. Внутри контейнера установлены платформы для крепления оборудования. На платформах размещены научные приборы, аппаратура радиотелеметрического комплекса, элементы систем солнечной ориентации, обеспечения теплового режима и энергопитания. Герметичный контейнер заполнен инертным газом.

На внешней поверхности цилиндрической части контейнера расположены датчики и блоки научной аппаратуры, исполнительные органы системы солнечной ориентации, баллоны с азотом и четыре панели солнечной батареи. На двух панелях солнечной батареи установлены штанга магнитометра и рамочная антенна для приема радиоизлучения магнитосферной и межпланетной плазмы. К днищам снаружи крепятся датчики научной аппаратуры и системы солнечной ориентации, антенны радиокомплекса, а также телеметрическая и научная аппаратура. Поверхность контейнера с установленными на ней приборами закрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией. Открытыми остаются чувствительные элементы датчиков и боковая поверхность контейнера, которая является радиатором системы терморегулирования. Вес станции «Прогноз» после отделения ее от разгонного блока составляет 845 кг,

Управление бортовыми системами, измерение параметров движения и получение научной и телеметрической информации с борта станции обеспечиваются бортовым радиотелеметрическим комплексом совместно с наземной аппаратурой. Во время полета научная информация и данные о работе бортовых систем станции записываются на специальное запоминающее устройство радиотелеметрического комплекса. Затем записанная информация передается на Землю. Для нормальной работы научной аппаратуры и солнечной батареи необходимо, чтобы продольная ось станции была направлена на Солнце. Это обеспечивается системой солнечной ориентации и гироскопической системой стабилизации. Требуемый тепловой режим в приборном контейнере поддерживается системой терморегулирования. Используются также пассивные методы поддержания необходимой температуры отдельных элементов станции. Необходимое электропитание приборов и систем станции обеспечивается солнечной батареей и химическим источником тока.

На борту спутника были размещены четыре группы приборов. К первой группе можно отнести приборы для измерения электромагнитного излучения Солнца, испускаемого одновременно с солнечными вспышками. Вторая группа приборов предназначена для измерения потоков солнечных космических лучей и частиц высоких энергий вне и внутри магнитосферы Земли. К этой группе приборов относятся: спектрометр для измерения потоков протонов в области энергий 1-35 млн. эб, альфа-частиц и тяжелых ядер в нескольких энергетических диапазонах; черепковский счетчик для измерения потоков электронов в области энергий 40-140 тыс. эв, сцинтилляционный спектрометр для измерения потоков протонов с энергией 30-210 тыс. эв. Третью группу составляют приборы для регистрации характеристик плазмы солнечного ветра за пределами магнитосферы Земли, в переходной области между фронтом ударной волны и границей магнитосферы, а также внутри магнитосферы. В четвертую группу приборов входят приемники радиоизлучений в области 1,6-8 кгц и 100-700 кгц, магнитометр, приборы для определения пространственной ориентации станции, а также аппаратура для измерения дозы проникающего излучения на трассе полета.

29 июня состоялся запуск автоматической станции «Прогноз-2». Выведение станции на расчетную траекторию было осуществлено так же, как и при запуске станции «Прогноз», с промежуточной орбиты ИСЗ. Научная аппаратура, установленная на борту станции «Прогноз-2», предназначалась для исследований корпускулярного, гамма- и рентгеновского излучений Солнца, потоков солнечной плазмы и их взаимодействия с магнитосферой Земли, а также для дальнейшего изучения магнитных полей в околоземном космическом пространстве. На станции была также установлена французская аппаратура для проведения экспериментов по изучению характеристик солнечного ветра, внешних областей магнитосферы, гамма-излучения Солнца и поиска нейтронов солнечного происхождения.

7 апреля в соответствии с программой сотрудничества социалистических стран в области исследования и использования космического пространства в мирных целях был произведен запуск спутника «Интеркосмос-6». Спутник был предназначен для изучения частиц первичного космического излучения с энергией в диапазоне 10¹² - 10¹³ эв, химического состава и энергетического спектра космических лучей высоких энергий, метеорных частиц в околоземном космическом пространстве. Для проведения научных исследований на борту спутника были установлены фотоэмульсионный блок и ионизационный калориметр общим весом 1070 кг, комплект аппаратуры для регистрации метеорного вещества, а также многоканальная телеметрическая система управления приборами. Фотоэмульсионный блок с ионизационным калориметром изготовлен в СССР по техническому заданию, разработанному специалистами ВНР, МНР, ПНР, СРР, СССР и ЧССР; аппаратура для регистрации метеорных частиц разработана и изготовлена совместно ВНР, СССР и ЧССР. Применение ядерной фотоэмульсии в качестве основного регистратора частиц космических лучей определило и особенности полета спутника - его орбиту и время существования на ней. Продолжительность полета составила четверо суток. Этот период достаточен для проведения экспериментов, а более длительное пребывание аппаратуры в космосе могло привести к потемнению фотоэмульсии и к потере части научной информации.

30 июня состоялся запуск ИСЗ «Интеркосмос-7» (рис. 9), предназначенного для продолжения исследований ультрафиолетового и рентгеновского излучений Солнца и влияния этих излучений на структуру верхней атмосферы Земли, начатых на спутниках «Интеркосмос-1» и «Интеркосмос-4». Научная аппаратура спутника разрабатывалась и изготовлялась специалистами ГДР, СССР и ЧССР. Во время полета ИСЗ «Интеркосмос-7» наземные обсерватории социалистических стран проводили радиоастрономические, ионосферные и оптические наблюдения по согласованной программе.

1 декабря был произведен запуск ИСЗ «Интеркосмос-8» (рис. 10). Спутник предназначался для продолжения исследований характеристик ионосферы Земли: концентрации электронов и положительно заряженных ионов вблизи спутника, температуры электронов и их интегральной концентрации между спутником и поверхностью Земли. Осуществлялась также регистрация потоков электронов с энергией более 40 кэв и протонов с энергией более 1 мэв. На борту спутника была установлена следующая научная аппаратура: электронный блок для ионных ловушек и зонда Ленгмюра, разработанный и изготовленный специалистами НРБ; радиопередатчик «Маяк» и согласующее устройство для записи показаний зонда Ленгмюра на запоминающее устройство спутника, разработанные и изготовленные в ГДР; электронный блок для высокочастотного зонда, разработанный и изготовленный учеными и специалистами ЧССР; чувствительные элементы приборов для измерения параметров ионосферы, полупроводниковый и газоразрядный счетчики электронов и протонов высокой энергии, разработанные и изготовленные в СССР. Одновременно с измерениями на ИСЗ «Интеркосмос-8» широкая сеть наземных геофизических обсерваторий и ионосферных станций проводила ионосферные исследования и прием сигналов от радиопередатчика спутника.

4 апреля с помощью советской ракеты-носителя были запущены два спутника: советский связной спутник «Молния-1» и французский малый автономный спутник «МАС». ИСЗ «Молния-1» был предназначен для обеспечения эксплуатации системы дальней телефонно-телеграфной радиосвязи, а также передачи программ Центрального телевидения на пункты сети «Орбита», расположенные в районах Крайнего Севера, Сибири, Дальнего Востока и Средней Азии. Французский спутник «MAC» относится к серии спутников для технологических поисков и исследований, создаваемых французским Национальным центром космических исследований. Первый спутник этой серии получил также название «Солнечные батареи», поскольку его назначение - изучение поведения тонкослойных элементов солнечных батарей под воздействием космической радиации и резких изменений температуры. Спутник «MAC» (рис. 8) имеет высоту 56,2 см и весит 15,4 кг. Корпус спутника имеет форму восьмигранника. Внутри него располагалась электронная аппаратура. На спутнике проходили испытания два типа экспериментальных солнечных батарей: сернисто-кадмиевые и теллуро-кадмиевые. Расчетный срок активного существования спутника «MAC» на орбите - один год.

Для эксплуатации системы дальней телефонно-телеграфной радиосвязи, передачи программ Центрального телевидения СССР на пункты сети «Орбита» и международного сотрудничества в течение 1972 г. состоялись запуски трех спутников «Молния-1» и трех спутников «Молния-2».

В 1972 г. были запущены три ИСЗ «Метеор». Основной задачей запусков спутников являлось получение метеорологической информации, необходимой для использования в оперативной службе погоды.

Продолжались ракетное зондирование атмосферы и запуски спутников серии «Космос» (в течение года был выведен на орбиты 71 спутник).

В 1972 г. за рубежом выведены на орбиты 33 ИСЗ, в т. ч. 25 американских (три - серии «Эксплорер», один - ОАО, один - ERTS, один - «Нимбус», один- NOAA, один - «Триад», один - «Рэдкат», один - «Рэдсат», один - «Оскар», четырнадцать секретных спутников военного назначения), один японский («Демпа»), один канадский («Аник I»), один ФРГ («Аэрос»), три западноевропейской организации ESRO («Хеос II», TD-IA, ESRO-IV) и два международного консорциума INТЕLSАТ (INTELSAT-4C и INTELSAT-4D). Спутники «Аник I», «Аэрос», «Хеос II», TD-IA, ESRO-IV, INTELSAT-4C и INTELSAT-4D выведены на орбиты американскими ракетами-носителями.

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

«Эксплорер XLVI» (табл., № 15). Первый американский спутник типа MTS¹ для изучения эффективности метеорных экранов, а также для регистрации метеорных частиц и измерения их скорости. Вес спутника 175 кг, длина 3,2 м. Двенадцать метеорных экранов размером 3,2 х 0,48 м смонтированы на четырех развертывающихся в космосе панелях. Размах панелей в развернутом состоянии 7 м. Экраны двуслойные. Каждый состоит из внешнего листа нержавеющей стали толщиной 25 мк и внутреннего листа толщиной 50 мк. Зазор между листами 12,7 мм. Под каждым экраном установлено 8 детекторов метеорных пробоев: при пробое происходит разгерметизация ячейки детектора. Применение подобных экранов планируется на пилотируемых космических объектах. Вследствие ошибки, допущенной при сборке, на орбите развернулись только две из четырех панелей с метеорными экранами, что не позволило выполнить программу исследований полностью.

«Эксплорер XLVII» (табл., № 20). Очередной американский исследовательский спутник типа IMP ² (IMP-H, рис. 1) для изучения космических лучей солнечного и галактического происхождения, плазмы, магнитных и электрических полей. Основная задача - изучение взаимодействия солнечного ветра с хвостом магнитосферы Земли и получение данных для прогнозирования солнечной активности. Кроме того, на спутнике проходили испытания образцы теплозащитных покрытий различного типа и экспериментальные солнечные элементы, а также новая быстродействующая телеметрическая система, связанная с бортовым устройством для обработки данных. Вес спутника 390 кг (самый тяжелый спутник серии «Эксплорер»). Корпус его имеет форму правильной 16-гранной призмы (высота 1,58 м, поперечный размер 1,36 м). К корпусу крепятся восемь штыревых телеметрических антенн, два стержня длиной по 1,2 м с микродвигателями, работающими на фреоне-14 и обеспечивающими заданную ориентацию оси вращения (на орбите спутник стабилизируется вращением со скоростью 45 об/мин), стержень длиной 3 м с магнитометром и такой же стержень с антенной прибора для измерения электрического поля. Спутник оснащен бортовым РДТТ для перевода с переходной эллиптической орбиты на близкую к круговой орбиту высотой более 200 000 км с таким расчетом, чтобы половину каждого витка спутник находился в хвосте магнитосферы Земли, а вторую половину - за пределами магнитосферы. На спутнике установлено 13 научных приборов для изучения космических лучей солнечного и галактического происхождения, определения состава и энергетического спектра частиц низкой энергии во время вспышек на Солнце, для исследования рентгеновского излучения при вспышках, ускорения и модулирования частиц под влиянием Солнца, для анализа ионного состава солнечного ветра и его связи с температурой и составом солнечной короны, для изучения характеристик плазмы в межпланетном пространстве, переходных областях и хвосте магнитосферы Земли, для регистрации протонов, электронов, альфа-частиц и позитронов. Расчетная продолжительность активного существования спутника - один год.

О предыдущих спутниках типа IMP см. Ежегодники БСЭ 1968 г., с. 518 и 1970 г., с. 502.

¹ Meteoroid Technology Satellite - спутник для отработки техники метеорной защиты.

² Interplanetary Monitoring Platform - платформа для исследования межпланетного пространства.

«Эксплорер XLVIII» (табл., № 28). Очередной американский исследовательский спутник типа SAS ¹(SAS-B, рис. 2), предназначенный для регистрации гамма-излучения с энергией 20-300 Мэв, в частности для поиска дискретных источников этого излучения, кратких всплесков гамма-излучения от сверхновых звезд и импульсов гамма-излучения пульсаров, аналогичных их рентгеновскому излучению. Вес спутника 186 кг. Высота корпуса 1,3 м, максимальный диаметр 0,55 м, размах панелей с солнечными элементами 4 м. Спутник включает в себя стандартный блок служебной аппаратуры спутников SAS (см. Ежегодник БСЭ 1971 г., с. 507, спутник «Эксплорер XLII» или SAS-A), а также блок научной аппаратуры, где размещен гамма-телескоп на базе искровых камер с 32 уровнями. Этот прибор обеспечивает локализацию галактических и внегалактических источников гамма-излучения с точностью 1,5°. Расчетная продолжительность активного существования спутника - один год.

¹ Small Astronomical Satellite - малый астрономический спутник.

ОАО-III (табл., № 17). Очередной американский исследовательский спутник ОАО ¹ (ОАО-C, рис. 3) для астрономических наблюдений. После выхода на орбиту получил название «Коперник». Вес 2220 кг. Корпус имеет форму правильной восьмигранной призмы (высота 3 м, поперечный размер 1 м). Корпус и некоторые служебные системы стандартные для спутников ОАО (см. Ежегодники БСЭ 1967 г., с. 505, 506 и 1969 г.,

с. 505). К корпусу крепятся две панели с 52 000 солнечных элементов. Имеются также аккумуляторные никель-кадмиевые батареи. Командная радиолиния использует метровый диапазон, телеметрия с борта передается по узкополосной линии метрового диапазона (136,260 Мгц, 2 вт) и широкополосной линии дециметрового диапазона (400, 550 Мгц, 10 вт). Передатчик системы траекторных измерений работает в метровом диапазоне (136,44 Мгц, 0,16 вт). В системе ориентации и стабилизации (наведение на выбранный астрономический объект и отслеживание его) используются инерциальный измерительный блок, скоростные гироскопы, датчик положения, солнечные датчики, четыре звездных датчика, установленных на боковой поверхности корпуса, и звездный датчик FES ². Исполнительными органами этой системы служат микродвигатели и маховики (предусмотрена магнитная система разгрузки маховиков). Расчетная точность наведения на выбранный астрономический объект 0,1 угловой секунды. Согласно заявлению руководителей программы, фактически достигнута точность 0,03 угловой секунды. Уход гироскопов составляет 2 угловые секунды в час - меньше, чем у всех ранее созданных спутников. В системе терморегулирования используются жалюзи, электрические нагреватели, кольцевые тепловые трубки и теплоизоляция.

Основным прибором для астрономических наблюдений на спутнике является ультрафиолетовый телескоп-рефлектор, связанный со спектрометром. Диаметр первичного зеркала из плавленой двуокиси кремния 81,3 см, вес 47,6 кг. Апертура достаточна для регистрации ультрафиолетового излучения звезд типов О и В, имеющих в видимой области спектра седьмую звездную величину. Эффективное фокусное расстояние оптической системы 16 м. При правильной ориентации телескопа половина светового потока, фокусируемого на входную щель спектрометра (размер щели 24 х 3000 или 96 х 3000 мк), попадает в него, а вторая половина отклоняется повернутыми створками щели на датчик FES, использующий четыре фотоумножителя.

Пространство между корпусом ультрафиолетового телескопа и корпусом спутника разделено перегородками на восемь отсеков. В пяти из них находится служебное оборудование, а в трех - рентгеновские телескопы, разработанные в Англии. Они регистрируют излучения в диапазоне 3-9 Ằ, 8-18 Ằ и 20-60 Ằ, соответственно, и позволяют определять местоположение источников рентгеновского излучения с точностью до 20-60 угловых секунд. Наблюдениям с помощью этих приборов отводится в 10 раз меньше времени, чем наблюдениям с помощью ультрафиолетового телескопа. Расчетная продолжительность активного существования спутника - один год.

¹ Orbital Astronomical Observatory - орбитальная астрономическая обсерватория.

² Fine Error Sensor - точный датчик ошибки.

ERTS-I (табл., № 14). Первый американский спутник ERTS¹ (ERTS-A, рис. 4) для исследования природных ресурсов Земли. Основными задачами спутника являются: 1) определение характера и объема информации о природных ресурсах и окружающей среде, которую могут обеспечить автоматические спутники; 2) отработка бортового и наземного оборудования для сбора, обработки и анализа спутниковой информации о природных ресурсах; 3) получение с целью практического использования информации в таких областях, как геология, экология, сельское и лесное хозяйство, землепользование, океанография, гидрология, метеорология и пр.; 4) ретрансляция информации от «измерительных платформ» (автоматические метеостанции, океанологические буи, шары-зонды и пр.).

Вес спутника 891 кг, в том числе вес полезной нагрузки 235 кг, высота 3 м, размах панелей с солнечными элементами 3,36 м. Спутник, созданный на базе экспериментальных метеорологических спутников «Нимбус» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 501), состоит из блока оборудования системы ориентации и блока научного оборудования, соединенных ферменной конструкцией. Общая мощность, обеспечиваемая солнечными элементами, 512 вт. Трехосная система ориентации (точность 0,7°) использует инфракрасные датчики земного горизонта и гироскопы, а в качестве исполнительных органов - микродвигатели, работающие на фреоне, и маховики. В системе коррекции орбиты применяются микродвигатели тягой по 0,5 кг, работающие на продуктах разложения гидразина. Система терморегулирования, использующая жалюзи, электрические нагреватели, радиаторы, многослойную теплоизоляцию, покрытия и пр., обеспечивает в герметизированных отсеках температуру 20 ±10 °С. Для передачи команд на спутник используются частоты 2106,4 и 154,2 Мгц, для передачи телеметрии с борта - 2287,5 и 137,86 Мгц. На спутнике установлен комплект из трех кадровых телевизионных камер RBV ², многоканальная оптико-механическая сканирующая телевизионная камера MSS ³ и два устройства для видеозаписи. Камеры RBV производят съемку в диапазонах 0,475-0,575; 0,580- 0,680 и 0,690-0,830 мк (видимая и ближняя инфракрасная области спектра), угол зрения каждой камеры 15,9°, при съемке с номинальной высоты 910 км в кадр попадает участок земной поверхности 185 х 185 км, разрешение на местности 50 м, точность геодезической привязки снимков после первичной обработки ~1 км, после вторичной - лучше 90 м. Камера MSS работает в диапазонах 0,5-0,6; 0,6-0,7; 0,7-0,8 и 0,8-1,1 мк (видимая и инфракрасная области спектра), угол зрения 11,5°', при съемке с номинальной высоты обеспечивается просмотр полосы шириной 185 км, разрешение на местности 70 м, точность геодезической привязки снимков после первичной обработки ~1 км, после вторичной - лучше 230 м. Каждое устройство для видеозаписи имеет емкость, обеспечивающую непрерывную регистрацию изображений от камер RBV (ширина полосы 3,2 Мгц) и от камеры MSS (1,5-10⁷ бит/сек) в течение 30 мин. Расчетная продолжительность активного существования спутника - один год.

Вскоре после запуска спутника в связи с возникновением неполадок в электрической системе пришлось выключить камеры RBV и одно из устройств для видеозаписи, однако информация, получаемая от работающей камеры MSS, по утверждению американских специалистов, представляет исключительный интерес и продемонстрировала высокую эффективность использования автоматических спутников для исследования природных ресурсов. В начале 1973 г. вышло из строя и второе устройство для видеозаписи, после чего информацию от камеры MSS стало возможным принимать только в реальном масштабе времени.

Для обработки информации от спутников ERTS создан специальный центр DPF ⁴, рассчитанный на обработку 1316 изображений в сутки. Центр оснащен ЭВМ «Сигма-3» фирмы Xerox. Первичной обработке подвергается вся информация, вторичной - не более 5%. В первые месяцы работы спутника ERTS-I Центр DPF не успевал обрабатывать информацию в контрольные сроки, большие задержки были в рассылке обработанной информации потребителям.

Орбита спутника солнечно-синхронная, что обеспечивает возможность многократной съемки одних и тех же районов Земли при одинаковом угле возвышения Солнца. Период обращения выбран с таким расчетом, чтобы спутник проходил над одним и тем же районом Земли с интервалами 18 суток, т. е. в течение расчетного времени активного существования спутника (1 год) один и тот же район при отсутствии облачности может быть снят 20 раз.

¹ Earth Resources Technology Satellite - спутник (для отработки) техники исследования земных ресурсов.

² Return Beam Vidicon - видикон с обратным ходом луча.

³ Multi-Spectral Scanner - устройство, сканирующее в нескольких диапазонах спектра.

⁴ Data Processing Facility- система обработки данных.

«Нимбус V» (табл., № 30). Очередной американский экспериментальный метеорологический спутник «Нимбус» («Нимбус-Е», рис. 5). Вес 717 кг. По конструкции и служебному оборудованию он аналогичен предыдущим спутникам серии «Нимбус» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 501). В состав научной аппаратуры входят микроволновый (19,35 Ггц) зонд ESMR для регистрации облачности, осадков, ледового и растительного покровов, содержания паров воды в атмосфере; пятиканальный микроволновый зонд NEMS для регистрации вертикального профиля температуры и влажности атмосферы; трехканальный радиометр SCMR для картирования поверхности Земли в инфракрасном диапазоне с высоким разрешением в интересах геологии, гидрологии, океанографии, метеорологии и сельского хозяйства (прибор обеспечивает, в частности, различение водной поверхности и суши, а также поверхностей, имеющих и не имеющих растительный покров, по отраженному излучению хлорофилла); радиометр TTPR для регистрации вертикального профиля температуры на участках, закрытых облачностью лишь частично; шестнадцатиканальный радиометр SCR для регистрации вертикального температурного профиля атмосферы от вершин облаков до высоты 50 км; радиометр THIR для регистрации распределения облачности и паров воды. Перечисленные приборы, за исключением двух последних, используются впервые. Радиометры SCR и THIR были установлены на спутнике «Нимбус IV» (см. Ежегодник БСЭ, 1970 г., с. 501). Радиометр SCMR через 3½ недели после запуска спутника вышел из строя.

NOAA-II (табл., № 24). Очередной американский эксплуатационный метеорологический спутник NOAA (ITOS-D) ¹. Вес спутника (рис. 6) 345 кг. Корпус имеет форму параллелепипеда (1 х 1 X 1,2 м). Солнечные элементы на трех панелях обеспечивают мощность 500 вт. По конструкции и служебному оборудованию спутник аналогичен предыдущим спутникам ITOS (см. Ежегодник БСЭ, 1971 г., с. 503, 504 и 507). Спутник оснащен сканирующим радиометром SR для получения изображений облачного покрова в видимой и инфракрасной областях спектра (разрешение, соответственно, 3,6 и 6,4 км), двухканальным радиометром VHRR того же назначения (разрешение 0,8-0,9 км), восьмиканальным радиометром VTPR для получения вертикального температурного профиля атмосферы от поверхности Земли до высоты 32 км и прибором для регистрации протонной составляющей солнечного излучения. Радиометр SR использовался на спутнике NOAA-I (ITOS-A), радиометры VHRR и VTPR используются впервые. NOAA-II - первый эксплуатационный метеорологический спутник, на котором не установлены телевизионные камеры, а только радиометры. Вместе со спутником NOAA-II одной ракетой-носителем запущен спутник «Оскар VI».

¹ Эти спутники запускаются NASA, а после выхода на орбиту передаются Национальному управлению по исследованию океана и атмосферы (NOAA - National Oceanic and Atmospheric Administration). В документах NASA эти спутники называются ITOS (Improved Tiros Operational Satellite - усовершенствованные эксплуатационные спутники «Тирос»).

«Оскар VI» (табл., № 25). Очередной спутник-ретранслятор «Оскар» для использования радиолюбителями. Вес 18,6 кг. Бортовой ретранслятор работает на частотах 145,95 Мгц (прием) и 29,5 Мгц (передача). Ширина полосы 100 кгц. О спутниках «Оскар» см. Ежегодники БСЭ 1966 г., с. 496 и 1971 г., с. 505. Спутник «Оскар VI» запущен вместе со спутником NOAA-II одной ракетой-носителем.

Рис. 1. Спутник «Эксплорер XLVII» (IMР-Н): 1 - бортовой РДТТ; 2 - блок микродвигателей; 3 - антенна одного из научных приборов; 4 - магнитометр; 5 - солнечные элементы на корпусе спутника. Рис. 2. Спутник «Эксплорер XLVIII (SAS-B): 1 -блок научной аппаратуры; 2 - антенны телеметрической системы; 3 - блок служебной аппаратуры; 4 - антенны командной системы. Рис 3. Спутник ОАО-Ill (ОАО-C, «Коперник»): 1 - бленды рентгеновских телескопов; 2 - бленда ультрафиолетового телескопа; 3 - звездный датчик на Корпусе спутника; 4 - микродвигатели системы ориентации; 5- балансировочный стержень; 6 - вспомогательная панель с солнечными элементами; 7- щелевая антенна метрового диапазона; 8 - основная панель с солнечными элементами. Рис 4. Спутник ERTS-I (ERTS-A): 1 -командная антенна; 2 - панель с солнечными элементами; 3 - блок оборудования системы ориентации; 4- ферменная конструкция; 5 - блок научного оборудования; 6- антенны; 7-камера MSS; 8 - комплект камер RBV. Рис 5. Спутник «Нимбус V»(«Нимбус E»). Рис 6. Спутник NOAA-II (ITOS-D) Рис 7. Спутник IMEWS: 1 - солнцезащитный козырек телескопа 2; 2 - телескоп, используемый инфракрасными детекторами; 3 - звездные датчики системы ориентации; 4 - отсек электронной аппаратуры; 5 - антенна, используемая для передачи на Землю информации от инфракрасных детекторов; 6 - вспомогательные детекторы для обнаружения ядерных взрывов, 7 - основные детекторы для обнаружения ядерных взрывов; 8 - дополнительные панели с солнечными элементами (основные панели смонтированы на боковой поверхности корпуса спутника); 9 - блок двигателей системы ориентации, 10- антенна командной системы 11 - антенна для передачи на Землю информации от телевизионной камеры; 12 - телевизионная камера, 13 - солнечный датчик системы ориентации. Рис. 8. Спутник «Демпа» (SS № 2; REXS): 1 - телеметрическая антенна дециметрового диапазона; 2 - штыревая антенна (длина 2 м) устройства для зондирования; 3 - рамочная антенна; 4 - панель с солнечными элементами; 5 - командно-телеметрическая антенна метрового диапазона; 6 - прибор, вынесенный на штанге. Рис. 9. Спутник «Аник I»: 1 - антенна командно-измерительной системы; 2 - ретрансляционная антенна; 3 - полка для монтажа электронного оборудования; 4 - бачок с гидразином для микродвигателей; 5 - микродвигатель; 6 - бортовой РДТТ для перевода спутника с переходной орбиты на стационарную; 7 - солнечные элементы на боковой поверхности корпуса спутника; 8 - рупорная антенна; 9 - вспомогательная передающая антенна; 10 - электромотор системы противовращения антенного блока. Рис. 10. Спутник «Аэрос»: 1 - солнечные элементы; 2 - бачок с гидразином; 3 - ультрафиолетовый спектрометр; 4 - масс-спектрометр; 5 - устройство для замедления вращения спутника (грузики на тросах); 6 - импедансный зонд; 7 - микродвигатель; 8 - прибор для регистрации температуры нейтральной составляющей атмосферы; 9 - анализатор, использующий принцип тормозящего поля. Рис. 11. Спутник «Хеос II» («Хеос А-2»). Рис. 12. Спутник TD-IА. Рис. 13. Спутник ESRO-IV. Рис. 14. Автоматическая межпланетная станция «Пионер X»: 1 - блоки радиоизотопной энергетической установки; 2 - микродвигатели; 3 - рупорная антенна; 4 - отражатель остронаправленной антенны; 5 - оборудование командной системы; 6- звездный датчик; 7 - большой контейнер; 8 - малый контейнер; 9 - магнитометр; 10 - коническая антенна.

«Триад I» (табл., № 19). Первый американский экспериментальный навигационный спутник, служащий для испытаний автономной системы компенсации возмущений орбиты. Создан на базе эксплуатационного навигационного спутника «Транзит» (см. Ежегодник БСЭ 1964 г., с. 499, 500, 502). Вес 94 кг. Спутник состоит из трех блоков (два крайних и средний), соединенных стержнями, развертывающимися на орбите. Общая длина спутника после развертывания стержней 7,3 м. Один из крайних блоков заключает в себе навигационное оборудование спутника, другой крайний блок - радиоизотопную энергетическую установку мощностью 37 вт, средний блок - датчик «Дискос» системы компенсации возмущений орбиты. Датчик представляет собой контейнер, в котором свободно движется платиново-золотой шарик диаметром 2,5 см. Возмущения орбитального движения спутника, вызванные давлением солнечных лучей и аэродинамическим торможением, изменяют относительное положение шарика и стенок контейнера, что регистрируется электронными устройствами, подающими команды на микродвигатели, компенсирующие возмущения. Эксперименты с использованием спутника «Триад I» должны были завершиться в начале 1973 г. после выработки фреона, используемого в микродвигателях. Передатчики спутника «Триад I» работали на частотах 150 и 400 Мгц, стандартных для спутников «Транзит». Если система компенсации возмущений орбиты окажется эффективной, то значительно упростится и удешевится эксплуатация спутниковой навигационной системы военными и гражданскими потребителями.

«Рэдкат»¹ (табл., № 21). Очередной спутник для юстировки радиолокаторов. Вес 208 кг. Корпус имеет форму цилиндра (длина 12 м, диаметр 3 м). Расчетная продолжительность существования 5 лет. Вместе с этим спутником той же ракетой-носителем запущен спутник «Рэдсат».

«Рэдсат»² (табл., № 22). Очередной исследовательский спутник типа OV³-1 (см. Ежегодники БСЭ 1969 г., с. 504 и 1970 г., с. 501), запущенный ВВС США в рамках программы STP (см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 521, 524). Вес спутника 725 кг. Он стабилизируется вращением. Электропитание бортового оборудования обеспечивают солнечные элементы. На спутнике установлены приборы для исследования фонового гамма-излучения, ультрафиолетового излучения (170- 800 Ằ), потока и спектральных характеристик заряженных частиц, а также образцы теплозащитных покрытий различного типа для испытания их в поясе радиации. Расчетная продолжительность активного существования спутника 1 год.

¹ Radar Calibration Target - мишень для калибровки радиолокаторов.

² Radiation Satellite - спутник (для исследования) радиации.

³ Orbital Vehicle - орбитальный аппарат. Спутник «Рэдсат» имеет также обозначение OV-1-22.

Секретные спутники ВВС США. Официальных сведений о названиях и задачах секретных спутников не публикуется. Согласно неофициальным сведениям, в 1972 г. были выведены на орбиты секретные спутники следующих типов:

1. Два спутника для обзорной фоторазведки (табл., № 9 и 10). Вес ~2 т. Электропитание обеспечивается солнечными элементами, смонтированными на крупногабаритных панелях. Трехосная система ориентации. Разрешение фотокамер 0,6-2,4 м. На борту предусмотрены средства для обработки отснятой пленки и передачи изображений на Землю по радиоканалу. Продолжительность существования 3-4 недели.

2. Три спутника для детальной фоторазведки (табл., № 7, 18 и 33). Вес~3 т. Трехосная система ориентации. Разрешение фотокамер лучше 0,6 м. Отснятая пленка возвращается на Землю в специальных контейнерах, перехватываемых на парашютном участке спуска самолетами, которые для этой цели снабжены тралами. Продолжительность существования 10- 20 суток.

3. Три спутника «Биг Бёрд» ¹ («Биг Бёрд II, III и IV») для обзорной и детальной фоторазведки (табл., № 1, 12 и 23), запускаемые по программе 467. Эти спутники имеют вес 11,3 т, длину -15 м. Электропитание обеспечивают солнечные элементы и химические батареи. Трехосная система ориентации. Возможно - развертываемая в космосе крупногабаритная антенна (диаметр отражателя до 6 м). Предусмотрены средства коррекции орбиты для компенсации аэродинамического торможения. Спутники оснащены фотокамерами, а, возможно, также средствами для съемки Земли в инфракрасных лучах и радиолокаторами бокового обзора. Разрешение некоторых фотокамер вдвое лучше, чем на спутниках для детальной фоторазведки. Для целей обзорной разведки на борту предусмотрены средства обработки пленки и передачи изображений на Землю по радиоканалу. В целях детальной разведки предусмотрено несколько контейнеров для возвращения отснятой пленки на Землю. Расчетная продолжительность существования до 3-4 месяцев. Достигнутая рекордная продолжительность 91 сутки («Биг Бёрд IV»).

4. Один спутник IMEWS ² (IMEWS-III, табл., № 5) для обнаружения запусков стратегических ракет с наземных стартовых установок и с подводных лодок, регистрации ядерных взрывов и выполнения других задач военного характера. Эти спутники (рис. 7) запускаются по программе 647. Вес св. 0,8 т. Корпус имеет форму цилиндра (длина -7 м, диаметр -3 м), размах панелей с солнечными элементами -7 м. Трехосная система ориентации и система коррекции орбиты используют солнечные и звездные датчики, а в качестве исполнительных органов - микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина, и маховики. Спутник оснащен инфракрасными (3-5 мк) детекторами, использующими телескоп с апертурой 0,9 м, телевизионной камерой, а также радиационными детекторами для обнаружения ядерных взрывов. Расчетная продолжительность активного существования 18 месяцев.

5. Один спутник BMEWS ³-1 (BMEWS-1/6, табл., N° 32) для отработки оборудования, обеспечивающего обнаружение запусков стратегических ракет. По некоторым сообщениям, эти спутники используются и в эксплуатационной системе обнаружения таких запусков в дополнение к спутникам IMEWS. Спутники BMEWS-1 запускаются по программе 949. Вес 680 кг, в т. ч. 330 кг - бортовой двигатель для перевода спутника с переходной орбиты на синхронную. Диаметр корпуса 1,5 м. Трехосная система ориентации. Предположительно на спутниках устанавливаются детекторы инфракрасного и рентгеновского излучений, а также телевизионные камеры.

6. Два спутника метеорологической предразведки (табл., № 8 и 26), предназначенные для регистрации наличия или отсутствия облачности в районах, подлежащих съемке спутниками обзорной и детальной фоторазведки. Спутники метеорологической предразведки, запускаемые по программе 417, созданы на базе гражданских метеорологических спутников «Тирос» (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 494). Вес -150 кг.

О назначении двух малых секретных спутников (табл., № 2 и 13), запущенных в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе со спутниками «Биг Бёрд II и III», сведений нет. Сообщалось, что вес их составляет 60 кг. Предположительно они имеют форму восьмигранной призмы высотой 0,3 м с поперечным размером 0,9 м.

¹ «Большая птица». Ранее эти спутники называли LASP (см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 529, таблица, сноска 4).

² Integrated Multi-purpose Early Warning Satellite - комплексный многоцелевой спутник для раннего предупреждения (см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 529, таблица, сноска 3).

³ Ballistic Missile Early Warning Satellite - спутник для раннего предупреждения о запусках баллистических ракет. Английский журнал «Flight», в отличие от всех остальных зарубежных источников, называет этот космический объект экспериментальным навигационным спутником «Таймешн III».

«Демпа»¹ (табл., № 16). Японский исследовательский спутник (рис. 8) для изучения плазмы, электромагнитных волн и геомагнетизма. Вес 75 кг. Корпус имеет форму многогранной призмы (высота и поперечный размер 0,7 м). На корпусе установлены солнечные элементы. На орбите спутник стабилизируется вращением. Вследствие ветрового сноса ракеты-носителя спутник вышел на нерасчетную орбиту (высота перигея расчетной орбиты 700 км, высота апогея 2600 км). Расчетная продолжительность активного существования спутника три месяца, однако на третьи сутки после запуска передача научной информации с борта прекратилась.

«Аник I»² (табл., № 27). Первый связной спутник «Аник» (рис. 9) для коммерческой системы связи, обслуживающей территорию Канады. Изготовлен в США с участием канадских фирм. Стартовый вес спутника 530 кг, вес на стационарной орбите после выгорания топлива бортового РДТТ 270 кг. Корпус имеет цилиндрическую форму (длина 3,5 м, диаметр 1,8 м). На боковой поверхности корпуса смонтировано более 20 000 солнечных элементов, обеспечивающих общую мощность 300 вт. Ретрансляционная антенна имеет отражатель диаметром 1,5 м, ширина диаграммы направленности 3 X 8°, эффективная излучаемая мощность 33 дб-вт. На спутнике установлены 12 ретрансляторов, каждый из которых обеспечивает передачу цветного телевидения по одному каналу или радиотелефонную связь по 960 каналам. Ширина полосы каждого телевизионного канала 36 Мгц. Связь по линии «Земля - спутник» осуществляется в диапазоне 5925-6425 Мгц, по линии «спутник - Земля» - в диапазоне 3700-4200 Мгц. На орбите спутник стабилизируется вращением, антенный блок оборудуется механическим устройством противовращения. В системе ориентации оси вращения спутника, регулирования скорости вращения и противовращения, а также коррекции орбиты используются два солнечных датчика и два датчика земного горизонта, а в качестве исполнительных органов-микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина. Бортовой «апогейный» РДТТ, обеспечивающий перевод спутника с переходной орбиты на стационарную, имеет тягу 2,5 т при продолжительности работы ~ 45 сек.

Одной из важнейших задач спутника является ретрансляция телевизионных программ и обеспечение связью труднодоступных мелких населенных пунктов в северной части Канады. Наземный комплекс системы связи должен включать в себя две главные приемопередающие станции для всех видов связи, шесть приемопередающих станций для телевидения, две приемопередающие станции для радиотелефонной связи и 25 приемных станций для телевидения.

¹ «Радиоволна». Спутник имеет также названия SS № 2 (SS - Scientific Satellite - научный спутник) и REXS (Radio Exploration Satellite - спутник для исследования радиоизлучений).

² «Аник» - «брат» (на эскимосском языке).

«Аэрос» (табл., № 31). Спутник ФРГ (рис. 10) для аэрономических исследований. Вес 127 кг, корпус имеет форму цилиндра (длина 0,74 м, диаметр 0,91 м). На верхнем днище монтируются солнечные элементы. На орбите спутник стабилизируется вращением (10 об/мин). Магнитная система обеспечивает постоянную ориентацию оси вращения на Солнце. Два микродвигателя тягой по 1,4 кг, работающие на продуктах разложения гидразина, предназначены для компенсации аэродинамического торможения: после 4-5 месяцев пребывания спутника на орбите эти микродвигатели должны были сообщить ему приращение скорости ~~80 м/сек и возвратить спутник на исходную орбиту, чтобы обеспечить расчетную продолжительность существования (не менее 6 месяцев). В состав научной аппаратуры входят масс-спектрометр для изучения химического состава атмосферы; анализатор, использующий принцип тормозящего поля, для измерения энергии и распределения ионов и электронов в атмосфере; импедансный зонд для измерения электронной концентрации в ионосфере; ультрафиолетовый спектрометр для регистрации излучения Солнца в диапазоне 155- 1062 Ằ и прибор для регистрации температуры нейтральной составляющей атмосферы. Последний прибор изготовлен в США, остальные - в ФРГ.

«Хеос II» (табл., № 4). Второй исследовательский спутник «Хеос» («Хеос А-2», рис. 11) для изучения магнитосферы и ударной волны, созданный западноевропейской организацией ESRO. Вес 117 кг, в т. ч. научной аппаратуры - 30 кг. Корпус имеет форму 16-гранной призмы (высота 0,75 м, поперечный размер 1,33 м). По конструкции и служебному оборудованию спутник аналогичен спутнику «Хеос I» (см. Ежегодник БСЭ 1969 г., с. 507). В состав научной аппаратуры входят индукционный магнитометр, электростатический анализатор для регистрации электронов и протонов, устройства для регистрации излучения с частотой 20-250 гц, , несколько детекторов различного типа для регистрации заряженных частиц и прибор для регистрации метеорных частиц.

TD¹-IA (табл., № 6). Исследовательский спутник (рис. 12), созданный западноевропейской организацией ESRO для регистрации галактических и внегалактических излучений в различных областях спектра, а также гамма- и рентгеновского излучения Солнца. Вес 472 кг, в т. ч. вес научной аппаратуры 145 кг. Корпус высотой 2,1 м представляет собой два установленных друг на друге контейнера прямоугольного сечения, в одном из которых размещены служебные системы, а в другом - научная аппаратура. Солнечные элементы, смонтированные на двух панелях, обеспечивают мощность 320 вт. Это первый спутник организации ESRO, имеющий трехосную систему ориентации. Одна ось должна быть направлена на Солнце с точностью 0,5 угловой минуты. Для обеспечения сканирования небесной сферы спутник проворачивается относительно этой оси на 360° за один виток. В системе ориентации используются солнечные датчики, датчик земного горизонта и гироскопы, а в качестве исполнительных органов - микродвигатели, работающие на сжатом аргоне, и маховики. В состав научной аппаратуры входят два ультрафиолетовых телескопа (рабочие диапазоны 1000-3000 Ằ и 2000-3000 Ằ), спектрометр заряженных частиц первичных космических лучей, детекторы различного типа для регистрации рентгеновского излучения (2-30 кэв и 20-700 кэв) и гамма-излучения (50-500 Мэв и 70-300 Мэв).

Расчетная продолжительность активного существования спутника не менее 6 месяцев (до ноября 1972 г., когда условия его освещенности станут неблагоприятными). Через два месяца после запуска вышли из строя оба бортовых записывающих устройства, и информацию со спутника стали принимать только в реальном масштабе времени. Хотя к приему были подключены многочисленные дополнительные станции (всего почти 40), программу исследований к ноябрю 1972 г. выполнили только наполовину. В связи с этим решили продолжать исследования по истечении неблагоприятного по освещенности периода (ноябрь 1972 г.-февраль 1973 г.), когда спутник на каждом витке на длительное время заходит в тень Земли и солнечные элементы не обеспечивают электропитания бортового оборудования. На этот период научные приборы спутника были выключены, а сам он переведен из режима ориентации по трем осям в режим стабилизации вращением. Хотя он не был рассчитан на закрутку, она удалась. 16 февраля 1973 г. по команде с Земли спутник был возвращен в режим ориентации по трем осям. Научные приборы были снова включены. Предполагают, что они проработают еще несколько месяцев.

¹ Thorad-Delta - «Торад-Дельта» (спутник назван по используемой ракете-носителю).

ESRO-IV (табл., № 29). Исследовательский спутник (рис. 13), созданный западноевропейской организацией ESRO для изучения концентраций нейтральных частиц и ионов в ионосфере и ближних областях магнитосферы, а также частиц в районах полярных сияний и частиц солнечного происхождения с целью уяснения механизма их проникновения в магнитосферу и распространения в ней. Вес спутника 115 кг, в т. ч. вес научной аппаратуры 32 кг. Корпус имеет цилиндрическую форму (высота 0,9 м, диаметр 0,76 м). Установленные на боковой поверхности корпуса солнечные элементы обеспечивают мощность 60 вт. На орбите спутник стабилизируется вращением (65-70 об/мин), для ориентации оси вращения используется магнитная система. На стержне, расположенном по оси вращения, и на трех стержнях, перпендикулярных этой оси, вынесены шары различного диаметра. Два из них - зонды для измерения электрического потенциала, два остальных служат для балансировки. В состав научной аппаратуры, помимо этих зондов, входят масс-спектрометр для исследования концентрации и состава нейтральных частиц с массой 1-44 атомные единицы в слое F ионосферы, электростатические анализаторы для регистрации электронов и протонов с энергией 0,15-150 кэв и два телескопа для регистрации протонов (0,2 - 90 и 2 - 100 Мэв) и альфа-частиц (4-240 и 2,5-360 Мэв) солнечного происхождения в районах полярных сияний.

О предыдущих спутниках типа ESRO - ESRO-IIB (IRIS-I), ESRO-IA («Аврора») и ESRO-IB («Борей») см. Ежегодники БСЭ 1969 г., с. 506 и 507 и 1970 г., с. 503.

INTELSAT-4C и INTELSAT-4D (табл., № 3 и И). Третий и четвертый спутники серии INTELSAT-4 для использования в международной глобальной коммерческой системе связи (см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 525). Выведены на стационарные орбиты, соответственно, над Тихим и Индийским океанами.

¹ Вес секретных спутников взят из неофициальных источников. ² Указаны элементы конечной орбиты.

В 1972 г. продолжала работать АМС «Маринер IX», обращающаяся по орбите вокруг Марса, и была запущена 3 марта ракетой-носителем «Атлас - Центавр - Бёрнер-2» АМС «Пионер X» для исследования Юпитера с пролетной траектории.

«Маринер» IX». Станция, предназначенная для съемки и зондирования Марса, была выведена на орбиту вокруг этой планеты 14 ноября 1971 г. (см. Ежегодник БСЭ 1972 г.). АМС функционировала до 27 октября 1972 г., когда бортовое оборудование было выключено по команде с Земли в связи с израсходованном бортового запаса сжатого азота для микродвигателей системы ориентации. Станция проработала на ареоцентрической орбите 349 суток, совершив за это время 697 витков. В момент прекращения работы высота перицентра орбиты составляла 1650 км, высота апоцентра 16 900 км. Ожидают, что баллистическое существование АМС на ареоцентрической орбите продолжится 50-100 лет. Общая длительность работы станции от старта с Земли 30 мая 1971 г. до 27 октября 1972 г. составила 517 суток. За это время она выполнила более 46 000 команд, переданных с Земли.

Станция «Маринер IX» полностью выполнила свои задачи. На Землю передано 7329 снимков Марса и его спутников - Деймоса и Фобоса. Съемкой охвачена вся поверхность планеты. Выбрано пять потенциальных районов для посадки спускаемых аппаратов АМС «Викинг», которые предполагают запустить в 1975 г. В результате исследований Марса с помощью АМС «Маринер IX» установлено, что эта планета является геологически активной, имеющей вулканы и кальдеры, превышающие по размерам земные. Обнаружены некоторые признаки того, что в геологической истории Марса, возможно, был период, когда по его поверхности текли водные потоки. Выяснилось, что наблюдаемые с Земли изменения внешнего вида поверхности планеты вызываются пылевыми бурями и облаками. В экваториальной области обнаружена «трещина» длиной несколько тысяч километров.
Глубина ее в 3-4 раза превышает глубину Гранд-Каньона в США. Зарегистрированная минимальная температура поверхности - 123 °С, максимальная +27 °С. Минимальное атмосферное давление у поверхности (2,8 мбар) было зарегистрировано в районе экватора, максимальное (13 мбар) - у полюсов. В отношении Деймоса и Фобоса установлено, что они всегда обращены к Марсу одной стороной. На их поверхности много кратеров, по-видимому, ударного происхождения.

«Пионер X». Основные задачи станции - изучение магнитного поля Юпитера и его радиационных поясов, исследование теплового баланса и распределения температуры во внешней атмосфере планеты, получение изображений планеты и некоторых ее спутников в видимом свете, уточнение эфемерид и массы планеты, изучение характеристик спутников Юпитера, в первую очередь Ио, у которого предполагают наличие атмосферы. На траектории полета к Юпитеру и после пролета около планеты предусматриваются исследования солнечного ветра, межпланетного магнитного поля, космических лучей, а также метеорного вещества, в первую очередь, в поясе астероидов между орбитами Марса и Юпитера. На опыте «Пионера X» предполагают определить опасность пояса астероидов и радиационных поясов Юпитера для космических объектов, а также отработать некоторые технические аспекты полетов к внешним планетам.

Вес станции «Пионер X» (рис. 14) 260 кг, в т. ч. вес научных приборов 30 кг и вес бортового запаса топлива для коррекции траектории, ориентации и стабилизации оси вращения 27 кг. Высота станции 2,9 м, максимальный поперечный размер (диаметр отражателя остронаправленной антенны) 2,75 м. Силовым элементом станции служит «большой контейнер», имеющий форму шестигранной призмы (1,4 х 0,7 х 0,36 м), в котором размещается служебное оборудование. К одной из боковых граней большого контейнера крепится «малый контейнер», также имеющий форму шестигранной призмы. В нем размещена часть научной аппаратуры. К большому контейнеру на угловом расстоянии 120° друг от друга крепятся два развертывающихся в космосе кронштейна длиной по 2,7 м и штанга длиной 6,6 м. На кронштейнах вынесены по два блока радиоизотопной энергетической установки, на штанге - магнитометр. Общая электрическая мощность радиоизотопной (Pu²³⁸) установки при старте с Земли 160 вт, у Юпитера - не менее 134 вт, через 5 лет после старта - 120 вт. Система терморегулирования использует жалюзи, теплоизоляцию и покрытия с низким коэффициентом излучения. Станция стабилизируется вращением (4,8 об/мин). В системах коррекции траектории, ориентации и стабилизации оси вращения используются солнечные датчики и звездный датчик, а в качестве исполнительных органов - 12 микродвигателей тягой по 180-635 г, работающих на продуктах разложения гидразина. Радиотехническая система (частота приема 2110 Мгц, частота передачи 2292 Мгц, мощность передатчика 8 вт) обеспечит при пролете около Юпитера информативность 1024 бит/сек. Емкость бортового записывающего устройства 49 152 бит. Служебные системы АМС рассчитаны на работу в течение не менее 900 суток.

В состав научной аппаратуры входят магнитометр, анализатор плазмы, детектор заряженных частиц, комплект счетчиков Гейгера - Мюллера, детектор космического излучения, радиационный детектор, ультрафиолетовый фотометр, фотополяриметр для получения изображений Юпитера и его спутников, инфракрасный радиометр, комплект телескопов для наблюдения метеорного вещества и комплект детекторов метеорных частиц. Предусмотрены «радиозатменное» зондирование Юпитера и Ио с помощью штатного радиооборудования станции, а также «небесномеханические» исследования с использованием результатов траекторных измерений станции. Для связи с «Пионером X» используются станция слежения «Марс» в Голдстоне, США (диаметр отражателя антенны 64 м) и станция слежения в Тидбин-билле, Австралия (до июля 1973 г. антенна с отражателем диаметром 26 м, затем антенна с отражателем диаметром 64ж).

Станция «Пионер X» запущена 3 марта 1972 г., 25 мая она пересекла орбиту Марса, 16 июля вошла в пояс астероидов и 15 февраля 1973 г. вышла из этого пояса. Плотность наиболее опасных для АМС мелких метеорных частиц (поперечник 0,01-0,1 мм) в поясе астероидов оказалась меньше, чем ожидали: станция не получила никаких повреждений. На минимальном удалении от Юпитера (~130 000 км) она должна пройти 4 декабря 1973 г. В 1972 г. были проведены три коррекции траектории, которые должны обеспечить заданные параметры траектории пролета.

Согласно расчетам, в середине 1976 г. станция пересечет орбиту Сатурна, в 1980 г.- орбиту Урана, в 1984 г.- орбиту Плутона. Выйдя из пределов Солнечной системы, станция будет двигаться в общем направлении звезды Альдебаран. Связь со станцией предполагают поддерживать до того момента, когда она удалится от Земли на 2,4-2,9 млрд. км, т. е. до 1979 г. Предлагаются меры, которые позволили бы поддерживать связь до 1986 г.

В 1972 г. в США были запущены к Луне два пилотируемых корабля по программе «Аполлон». На этом программа «Аполлон» завершена.

«Аполлон XVI». Основные задачи шестой лунной экспедиции: высадка в районе кратера Декарт, где предполагали найти признаки вулканизма; установка на Луне комплекта ALSEP № 5, включающего в себя радиоизотопную энергоустановку, телеметрическую систему и научные приборы (см. ниже); доставка на Землю ~ 90 кг образцов лунного грунта, в т. ч. керна длиной ~3 м из скважины, просверленной в грунте специальным электробуром; маршрутные экспедиции на луноходе с проведением исследований при помощи портативного магнитометра и пенетрометра; съемка различных астрономических объектов с помощью доставленного на Луну ультрафиолетового спектрографа; фотографирование и киносъемка во время выходов на поверхность Луны; регистрация частиц космического излучения и солнечного ветра с помощью детектора, смонтированного на корпусе лунного отсека (ЛО); проведение сеансов передачи цветного телевидения с поверхности Луны (с помощью оставленной на Луне ТВ камеры предполагали производить съемку старта космонавтов с Луны и некоторые астрономические наблюдения) и из отсека экипажа (ОЭ); съемка и зондирование Луны с селеноцентрической орбиты при помощи комплекта приборов SIM № 2 в основном блоке корабля (ОБК); фотографирование из ОЭ с селеноцентрической орбиты лунной поверхности и пр.; доставка на селеноцентрическую орбиту автоматического спутника; радиозондирование Луны с селеноцентрической орбиты; изучение аномалий гравитационного поля Луны по возмущениям селеноцентрической орбиты корабля; наблюдения фосфенов; проведение эксперимента по разделению веществ с помощью электрофореза в условиях невесомости; исследование влияния космического излучения на биологические объекты и воздействия различных факторов космического полета на микроорганизмы; обеспечение падения на Луну отделившейся от корабля последней ступени ракеты-носителя и использованной взлетной ступени ЛО для проведения сейсмического зондирования.

Экипаж корабля: Джон Янг (командир корабля), Томас Маттингли (пилот ОБК), Чарльз Дьюк (пилот ЛО). Подготовка и экипировка космонавтов были в основном такие же, как у космонавтов корабля «Аполлон XV» (см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 527-529). Космонавты должны были произвести три выхода на поверхность Луны длительностью по 7 час и при каждом выходе совершать поездки на луноходе (общая расчетная протяженность маршрутов 25,7 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 ранцевой СЖО). При первом выходе предусматривалась поездка на запад от точки посадки к кратерам Спук и Флэг, при втором - на юг к кратеру Саут Рей и горе Стоун, при третьем - на север к кратеру Норт Рей и горе Смоки. Космонавты должны были, в частности, подняться на луноходе по склону горы Стоун до высоты 210 м (крутизна ~10° ), а также по внешнему склону кратера Норт Рей до его края и сфотографировать внутреннюю часть кратера.

На трассе «Луна - Земля» пилот ОБК совершает выход в открытый космос для переноса в ОЭ кассет с пленкой из двух камер комплекта SIM № 2.

В состав размещенного в ОБК комплекта SIM №2 входили такие же камеры и приборы, как в состав комплекта SIM № 1 на корабле «Аполлон XV». Автоматический спутник (вес 38,6 кг) отделяется от ОБК перед его переходом с селеноцентрической орбиты на траекторию полета к Земле. В состав комплекта ALSEP № 5, который космонавты корабля «Аполлон XVI» должны были установить на Луне, входили: сейсмометр («пассивный сейсмометр»), стационарный магнитометр, прибор для исследования тепловых потоков, идущих из недр Луны к ее поверхности (зонды прибора размещаются в скважинах глубиной ~3 м), геофоны («активные сейсмометры») и пусковые устройства с гранатами. Геофоны регистрируют сейсмические колебания при подрыве космонавтами 21 небольшого пиротехнического заряда с помощью специального ударника, а также колебания, вызванные взрывом гранат, которые предполагалось по команде с Земли запустить на расстояние 150, 300, 900 и 1500 м спустя несколько недель после отлета космонавтов с Луны.

Луноход такой же, как на корабле «Аполлон XV».

Для запуска корабля «Аполлон XVI» (вес 46,8 т), была использована ракета-носитель «Сатурн-V» AS-511, аналогичная ракете-носителю «Сатурн-V» AS-510, которой запустили корабль «Аполлон XV». Единственное отличие: 8 вместо 4 тормозных твердотопливных ракет на первой ступени, чтобы обеспечить ее увод даже в случае выхода из строя одной ракеты.

Запуск был произведен 16 апреля 1972 г. в расчетное время 17 час 54 мин по Гринвичу. Последняя ступень с кораблем вышла на начальную геоцентрическую орбиту с перигеем 169 км и апогеем 178 км (расчетная орбита круговая высотой 167 км). Второй старт и перестроение отсеков прошли нормально. Из четырех возможных коррекций на трассе «Земля - Луна» потребовалась только одна. Маттингли осуществил эксперимент по разделению веществ с помощью электрофореза. Велись наблюдения фосфенов.

19 апреля корабль вышел на начальную селеноцентрическую орбиту (107 х 304 км), а спустя 4 часа перешел на более низкую орбиту (19,8 х 109,3 км), где должен был отделиться ЛО. 19 апреля па Луну упала последняя ступень ракеты-носителя.

20 апреля ЛО с космонавтами Янгом и Дьюком на борту отделился от ОБК, где остался космонавт Маттингли. Следующая операция - перевод ОБК на «орбиту встречи» (98,4 х 125,6 км) - была произведена почти с шестичасовым опозданием, так как в запасной цепи управления маршевым двигателем ОБК возникла неисправность, и потребовалось время, чтобы убедиться в безопасности включения двигателя при невозможности использования запасной системы в случае аварии основной. ЛО совершил посадку 21 апреля в 02 час 24 мин по Гринвичу, на 6 час позже расчетного времени, в 200 м к западу и в 150 м к северу от расчетной точки (9°00' 01" ю. ш. и 15° 30' 59" в. д.).

Дьюк берет пробу грунта

Задержка посадки заставила несколько изменить программу пребывания космонавтов на Луне, в частности сократить продолжительность третьего выхода. Первый выход на поверхность Луны был произведен 21 апреля и продолжался 7час 11 мин. Космонавты установили ультрафиолетовый спектрограф и навели его на некоторые астрономические объекты (съемка производится автоматически), установили в рабочее положение детектор частиц и луноход, водрузили американский флаг и развернули примерно в 200 м от места посадки комплект приборов ALSEP № 5, в частности установили зонды прибора для измерения тепловых потоков в 3-метровых скважинах. Янг случайно зацепил ногой и порвал кабель, соединяющий эти зонды с блоком телеметрического оборудования. От исследований тепловых потоков пришлось отказаться. Протяженность маршрута на луноходе при первом выходе составила 4,2 км, космонавты достигли кратеров Спук и Флэг. Второй выход был произведен 22 апреля и продолжался 7 час 23 мин. Космонавты на луноходе отправились к горе Стоун и кратеру Саут Рей и поднялись по склону горы на высоту ~230 м, откуда открывался вид приблизительно на 30 км. При спуске с горы луноход развил скорость 17 км/час. Протяженность маршрута при втором выходе 11,5 км. Третий выход был произведен 23 апреля и продолжался 5 час 40 мин. Космонавты на луноходе поднялись по внешнему склону кратера Норт Рей до его края. Протяженность маршрута на луноходе при третьем выходе 11,4 км. Всего за три выхода космонавты собрали 97,5 кг образцов грунта.

После пребывания на Луне в течение 71 час 02 мин космонавты 24 апреля стартовали с Луны во взлетной ступени ЛО, и спустя 2 часа была произведена стыковка взлетной ступени с ОБК. Обеспечить падение на Луну использованной взлетной ступени ЛО не удалось, так как космонавты, покидая ее, оставили в неправильном положении один из переключателей, в результате чего не отрабатывались дистанционные команды на стабилизацию отделившейся взлетной ступени. Из-за неисправности запасной цепи управления маршевого двигателя продолжительность пребывания ОБК на селеноцентрической орбите после возвращения в него космонавтов с Луны сократили с 2 до 1 суток, что не позволило провести съемку и зондирование Луны по полной программе. По той же причине отказались от увеличения высоты орбиты ОБК перед отделением автоматического спутника. Из-за небольшой высоты орбиты этот спутник вместо года существовал на селеноцентрической орбите всего 35 суток.

25 апреля на 64-м витке вокруг Луны, после пребывания на селеноцентрической орбите в течение 125 час 52 мин, ОБК был переведен на траекторию полета к Земле. В тот же день, когда ОБК находился на расстоянии ~300 000 км от Земли, Маттингли совершил выход в открытый космос и перенес в ОЭ кассеты с пленкой от двух камер комплекта SIM № 2. Выход продолжался 1 час 04 мин.

Приводнение ОЭ произошло 27 апреля в 19 час 45 мин по Гринвичу в точке с координатами 0° 24' ю. ш. и 156° 20' з. д. в 0,8 км от расчетной точки и в 1,6 км от авианосца поисково-спасательной флотилии.

Полет корабля «Аполлон XVI» продолжался 11 суток 01 час 51 мин. Оставленные космонавтами на Луне приборы, кроме прибора для измерения тепловых потоков, работали нормально. Команда на запуск гранат была подана 23 мая 1972 г. Было запущено три гранаты из четырех, которые упали, соответственно, на расстоянии 150, 300 и 900 м от места запуска. От запуска четвертой гранаты отказались, так как возникла опасность повреждения других приборов. Оставленная на Луне ТВ камера включалась несколько раз и прекратила работу 4 мая 1972 г. с наступлением ночи в районе посадки. Анализ образцов не обнаружил ожидаемых пород вулканического происхождения. Полная реадаптация космонавтов произошла через 2 суток после возвращения на Землю, т. е. значительно быстрее, чем космонавтов корабля «Аполлон XV», что считают следствием более эффективного чередования работы и отдыха, менее напряженного графика работ на Луне и обогащения пищи калием, а также добавления калия в апельсиновый сок, который космонавтов обязали пить в больших количествах.

«Аполлон XVII». Основные задачи седьмой (последней) лунной экспедиции по программе «Аполлон»: высадка в районе «Тавр - Литтров» ( к югу от гор Тавр и кратера Литтров), где предполагали найти признаки вулканизма; установка на Луне комплекта ALSEP № 6, включающего в себя радиоизотопную энергоустановку, телеметрическую систему и научные приборы (см. ниже); доставка на Землю ~95 кг образцов лунного грунта, в т. ч. керна длиной ~3 м из скважины, просверленной в грунте специальным электробуром; маршрутные экспедиции на луноходе с проведением исследований при помощи портативного гравиметра, коротковолнового зонда и пенетрометра с самописцем; фотографирование во время выходов на поверхность Луны; размещение зарядов ВВ на различном расстоянии от регистрирующих приборов, с тем, чтобы после отлета космонавтов с Луны провести сейсмическое зондирование; регистрация частиц космического излучения и солнечного ветра с помощью детектора, монтируемого на лунном отсеке (ЛО) и возвращаемого на Землю; проведение сеансов передачи цветного телевидения с поверхности Луны (с помощью оставленной на Луне ТВ камеры предполагали производить съемку старта космонавтов с Луны и некоторые наблюдения) и из отсека экипажа (ОЭ); съемка и зондирование Луны с селеноцентрической орбиты при помощи комплекта приборов SIM № 3 в основном блоке корабля (ОБК); фотографирование лунной поверхности из ОЭ с селеноцентрической орбиты; радиозондирование Луны с селеноцентрической орбиты с помощью штатного радиотехнического оборудования корабля; изучение аномалий гравитационного поля Луны по возмущениям селеноцентрической орбиты корабля; наблюдение фосфенов; исследование влияния космического излучения на биологические объекты (бактерии, семена, ресничные простейшие и пр.) и на нервные клетки мозга карликовых мышей; проведение экспериментов с целью изучения теплопередачи в жидкостях и газах в условиях невесомости; обеспечение падения на Луну отделившейся от корабля последней ступени ракеты-носителя и использованной взлетной ступени ЛО для проведения сейсмического зондирования.

Экипаж корабля: Юджин Сернан (командир), Рональд Эванс (пилот ОБК), Гаррисон Шмитт (пилот ЛО). Шмитт - единственный профессиональный ученый (геолог), участвовавший в лунных экспедициях по программе «Аполлон». Космонавты должны были произвести три выхода на поверхность Луны длительностью по 7 час и при каждом выходе совершать поездки на луноходе (общая расчетная протяженность маршрутов 32,3 км). При первом выходе предусматривалась поездка на юг от места посадки к кратерам Стено и Эмори, при втором - на запад к горам, получившим название Южный массив, при третьем - на север к Скульптурным горам и Северному массиву. На трассе «Луна - Земля» пилот ОБК совершает выход в открытый космос для переноса в ОЭ кассет с отснятой пленкой.

В состав комплекта ALSEP № 6 входили: прибор для исследования тепловых потоков, идущих из недр Луны к ее поверхности; стационарный гравиметр для регистрации приливных явлений на Луне и обнаружения гравитационных волн в космическом пространстве; масс-спектрометр для исследования состава лунной атмосферы у поверхности; прибор для определения характеристик метеорных частиц, достигающих поверхности Луны, а также частиц грунта, выброшенных при падении на Луну крупных метеоритов; геофоны («активные сейсмометры») для регистрации сейсмических колебаний, вызванных подрывом зарядов ВВ и падением использованной взлетной ступени ЛО; детектор нейтронов. Все перечисленные приборы, кроме прибора для исследования тепловых потоков, доставляются на Луну впервые. Зонды прибора для исследования тепловых потоков помещаются в специально пробуренные в грунте скважины глубиной ~3 м, детектор нейтронов помещается в скважину, оставшуюся после взятия керна, экспонированные мишени детектора возвращают на Землю.

В состав комплекта SIM № 3 входили: панорамная камера, топографическая камера, звездная камера для привязки снимков топографической камеры по координатам и лазерный высотомер для привязки снимков топографической камеры по высоте и для получения профиля лунной поверхности, радиолокатор для измерений физических характеристик Луны, ультрафиолетовый спектрометр для исследования лунной атмосферы и сканирующий инфракрасный радиометр для получения тепловой карты Луны с высоким разрешением (последние три прибора используются впервые).

Общий вес научного оборудования для исследований на Луне составлял 545 кг, для исследований на селеноцентрической орбите - 475 кг. Луноход был несколько модифицирован, чтобы он мог нести больше груза (на 27 кг).

Для запуска корабля «Аполлон XVII» (вес -47 т) была использована ракета-носитель «Сатурн V» AS-512, аналогичная ракете-носителю «Сатурн V» AS-511, которой запустили корабль «Аполлон XVI».

Запуск космического корабля «Аполлон XVII» был произведен 7 декабря в 05 час 33 мин по Гринвичу. Последняя ступень с кораблем вышла на начальную геоцентрическую орбиту высотой ~170 км (расчетная орбита круговая высотой 167 км). Второй старт, перестроение отсеков и полет по трассе «Земля - Луна» прошли нормально. На этой трассе потребовалась только одна коррекция. Космонавты провели эксперименты по наблюдению фосфенов и изучению теплопередачи в условиях невесомости.

10 декабря корабль вышел на начальную селеноцентрическую орбиту (94 х 316 км), а спустя четыре часа - на более низкую орбиту (24 х 106 км), где должен был отделиться ЛО. 10 декабря на Луну упала последняя ступень ракеты-носителя (в 150 км от расчетной точки). Сейсмические колебания, вызванные падением, были зарегистрированы установленными на Луне сейсмометрами. 11 декабря ЛО с космонавтами Сернаном и Шмиттом на борту отделился от ОБК, в котором остался космонавт Эванс. ОБК был переведен на «орбиту встречи» (100 х 130 км). Орбита ЛО была скорректирована, с тем чтобы уменьшить высоту периселения до 13 км. Двигатель посадочной ступени ЛО был включен на торможение не в периселении, как при предыдущих полетах, а несколько раньше. Такая схема полета была продиктована тем, что расчетный участок посадки лежал гораздо ближе к восточному краю диска Луны, и при прежней схеме не успели бы рассчитать траекторию после выхода ЛО из-за Луны. ЛО совершил посадку 11 декабря в 19 час 55 мин по Гринвичу в 200 м к востоку и в 80 м к югу от расчетной точки. Координаты места посадки 20° 9' 41" с. ш. и 30° 45' 26,9" в. д.

Шмитт у крупного лунного камня близ Северного массива

Первый выход на поверхность Луны был произведен в день посадки 11 декабря и продолжался 7 час 13 мин. Космонавты установили в рабочее положение детектор частиц и луноход, водрузили американский флаг и развернули примерно в 100 м от места посадки комплект приборов ALSEP № 6, в частности установили в ~3-метровых скважинах зонды прибора для измерения тепловых потоков. Был получен керн длиной ~3 м, и в скважину поместили детектор нейтронов. Протяженность маршрута на луноходе при первом выходе составила 2,6 км, космонавты достигли кратера Стено, а от поездки к кратеру Эмори отказались в связи с перерасходом кислорода в системе жизнеобеспечения у Сернана. Второй выход был произведен 12 декабря и продолжался 7 час 37 мин - рекордное время для всех лунных экспедиций на кораблях «Аполлон». Космонавты на луноходе достигли подножия Южного массива. У небольшого кратера Шорти был обнаружен грунт оранжевого цвета, который, как первоначально полагали Шмитт и некоторые другие ученые, мог свидетельствовать о вулканизме (выход паров воды, окисливших железо). Впоследствии проведенный на Земле анализ не подтвердил это предположение. Протяженность маршрута на луноходе при втором выходе 19,6 км. Третий выход был произведен 13 декабря и продолжался 7 час 15 мин. Космонавты на луноходе достигли подножия Скульптурных гор и Северного массива. Из-за недостатка времени маршрут был несколько сокращен, протяженность его составила 13,5 км.

Общая длительность трех выходов 22 час 05 мин, общая протяженность маршрутов на луноходе 35,7 км, всего за три выхода собрано 113 кг образцов грунта (все величины рекордные для лунных экспедиций на кораблях «Аполлон»).

После пребывания на Луне в течение 74 час 59,5 мин космонавты 14 декабря стартовали с Луны, и спустя 2 часа была произведена стыковка с ОБК (удалась с третьей попытки). Использованная взлетная ступень ЛО упала в 15 км от места посадки корабля «Аполлон XVII». После сбрасывания взлетной ступени ЛО космонавты еще в течение двух суток вели съемку и зондирование Луны с селеноцентрической орбиты. 16 декабря на 75-м витке вокруг Луны, после пребывания на селеноцентрической орбите в течение 147 час 48 мин, ОБК был переведен на траекторию полета к Земле. 17 декабря, когда ОБК находился на расстоянии ~290 000 км от Земли, Эванс совершил выход в открытый космос и перенес в ОЭ кассеты с пленкой. Выход продолжался 1 час 07 мин. Приводнение ОЭ произошло 19 декабря в 19 час 24 мин по Гринвичу в точке с координатами 17° 54' ю. ш. и 166° 07' з. д. в 4 км от авианосца поисково-спасательной флотилии.

Полет корабля «Аполлон XVII» продолжался 12 суток 9 часов 51 минуту - рекордная длительность для лунных экспедиций на кораблях «Аполлон». Все оставленные космонавтами на Луне приборы, кроме стационарного гравиметра, работали нормально.

Полная реадаптация космонавтов произошла примерно через 3 суток. В полете они жаловались на боли в желудке (метеоризм); изменение диеты и прием таблеток снимали боль. Сердечной аритмии, как при полете на корабле «Аполлон XV», не наблюдалось. В техническом отношении полет корабля «Аполлон XVII» был практически безукоризненным: помимо небольшой задержки старта, никаких отклонений от программы или сколько-нибудь существенных неисправностей не было.

Лит.: «Aerospace Daily», «Air et Cosmos», «Aviation Week and Space Technology», «Flight», «Interavia», «Interavia Air Letter», «NASA News Release», «Nature», «Science», «Science News», «Sky and Telescope», «Space Flight», «Space World», «Aeronautics and Space Report of the President (1972 Activities)».

Д. Гольдовский.