В 1975 г. успешно функционировала в околоземном космическом пространстве орбитальная научная станция «Салют-4». На ее борту работали экипажи космических кораблей «Союз-17» и «Союз-18», состоялся также совместный полет станции и беспилотного корабля «Союз-20». Осуществлен первый международный полет космических кораблей «Союз-19» (СССР) и «Аполлон» (США). Выполнен комплекс научных, научно-технических и прикладных работ с применением искусственных спутников Земли (ИСЗ). Проведены исследования планеты Венера автоматическими межпланетными станциями (АМС) «Венера-9» и «Венера-10».

«Салют-4», «Союз-17», «Союз-18», «Союз-20». Станция «Салют-4» (рис. 1) создана на базе и с учетом опыта конструирования предшествующих станций серии «Салют». Экипаж — 2 человека. Запасы систем обеспечения жизнедеятельности рассчитаны на 95 — 100 суток полета. Высота круговой рабочей орбиты — 350 км. Режимы ориентации станции — автоматические и ручные.

Масса станции после выведения па орбиту — 18 900 кг, с пристыкованным транспортным кораблем — 25 600 кг. Масса научной аппаратуры — 2000 кг. Длина комплекса «Салют-4» — «Союз» — 23 м. Длина станции — 16 м, максимальный диаметр — 4,15 м, наибольший поперечный размер с раскрытыми панелями солнечных батарей — 17 м, объем герметичных помещений — 100 м³.

«Салют-4» состоит из двух герметичных отсеков— рабочего и переходного и двух негерметичных — агрегатного и научной аппаратуры.

Рабочий отсек (РО) выполнен из двух цилиндрических частей, соединенных коническим переходником. В головной части РО находятся четыре поста управления основными бортовыми системами и научной аппаратурой. На центральном посту размещены пульты космонавтов, приборы ориентации станции и иллюминаторы. Пост оборудован также двумя креслами. В конической части РО расположены средства физической тренировки экипажа: тренажер «бегущая дорожка», велоэргометр, вакуумные костюмы «Чибис»; здесь же — фото- и киноаппаратура, блоки радиотехнических средств стыковки. В конце РО находятся аппаратура радиокомплекса, систем ориентации и управления движением, телеизмерений, буферные батареи системы энергопитания, холодильники с запасами пищи, емкости с водой, спальные места для членов экипажа, ассенизационное устройство. Снаружи РО установлены три панели солнечных батарей, радиаторы системы терморегулирования, датчики системы ориентации, датчики регистрации потоков микрометеоров, антенны радиокомплекса, системы телеизмерений, радиотелефонной и телеграфной связи.

Переходный отсек (ПО) состоит из двух частей: конической и цилиндрической с диаметром 2 м. В ПО находится медицинская и биологическая аппаратура и основной пост астроориентации. В конической части размещена пассивная часть стыковочного агрегата. На внешней поверхности ПО установлены антенны радиотехнической системы стыковки, агрегаты системы терморегулирования, ионный и солнечный датчики, телевизионные камеры внешнего обзора, датчики положения Солнца системы контроля ориентации, экспериментальная аппаратура.

В агрегатном отсеке (АО) размещены корректирующая двигательная установка, элементы системы исполнительных органов, а снаружи установлены радиаторы системы терморегулирования, антенны радиосистем, датчики для ориентации солнечных батарей, датчики рентгеновского телескопа «Филин».

В отсеке научной аппаратуры (ОНА) — конической нише в корпусе РО, открытой в космическое пространство, установлены научные приборы. На станции «Салют-4» — 14 иллюминаторов с несъемным оптическим оборудованием и 8 свободных или со съемным оптическим оборудованием. Конструкция корпуса позволяет осуществлять выброс отходов жизнедеятельности за борт в специальных контейнерах через шлюзовые камеры. На станции установлены экспериментальная система регенерации воды из конденсата атмосферной влаги, аппаратура для передачи на борт печатного текста. В систему энергопитания входят три панели солнечных батарей общей площадью 60 м² с автономной ориентацией каждой из них на Солнце за счет вращения вокруг продольной оси панели. Аппаратура транспортного корабля после его пристыковки питается от системы энергопитания станции. Система управления бортовым комплексом обеспечивает выдачу с бортовых пультов и по командной радиолинии 800 команд.

Научное и экспериментальное оборудование «Салюта-4» (рис. 2) предназначалось для проведения исследований Солнца и др. небесных источников электромагнитного излучения различных диапазонов, а также физических и оптических характеристик атмосферы, для отработки методов определения и контроля природных ресурсов Земли, для выполнения медицинских и биологических исследований, технических экспериментов и отработки новых средств космической техники. Научное оборудование включает орбитальный солнечный телескоп ОСТ-1 и дифракционный спектрометр КДС-3, служащие для регистрации спектров активных областей Солнца в диапазоне 870—1400 Ằ и измерения интенсивности излучения Солнца в диапазоне 750— 1050 Ằ; рентгеновский телескоп РТ-4 для измерения временных вариаций излучения рентгеновских источников в диапазоне 44—60Ằ; рентгеновский телескоп-спектрометр «Филин-2» для исследования спектра рентгеновских источников, поиска новых источников и изучения фона рентгеновского излучения в диапазоне 1—60Ằ; инфракрасный телескоп-спектрометр ИТС-К для исследования излучения атмосферы Земли, Луны, планет и звезд в диапазоне от 1 до 8 мкм; комплекс солнечных спектрометров КСС-2 для изучения спектральной прозрачности земной атмосферы в диапазонах 0,2—0,36 мкм и 3,19—3,83 мкм; спектрометр «Силя-4» для исследования изотопного состава и энергетического спектра легких ядер в солнечных и галактических космических лучах; микрометеорный датчик ММК-1, регистрирующий поток микрочастиц массой более 10^-9 г с целью контроля микрометеорной обстановки на орбите и сбора данных для разработки методов прогнозирования метеорной опасности; аппаратуру «Спектр» для получения информации о температуре верхней атмосферы, о потенциале станции относительно окружающей среды и о взаимодействии окружающей среды с поверхностью станции; интерферометр «Эмиссия», определяющий температуру нейтральной компоненты верхней атмосферы; аппаратуру, измеряющую спектральную яркость атмосферы в оптическом, ультрафиолетовом и инфракрасном диапазонах; звездную фотокамеру, служащую целям привязки астрофизических измерений по фотографиям звездного неба; комплект аппаратуры, фотографирования поверхности Земли для изучения природных ресурсов.

С помощью приборов и аппаратуры, предназначенных для медицинских исследований, регистрируются основные физические параметры состояния космонавтов в полете; определяются биохимический состав крови и плотность костных тканей; исследуются легочная вентиляция, кровенаполнение сосудов головного мозга, реакции организма человека при воздействии пониженного давления на нижнюю половину тела; проводятся функциональные исследования с дозированной физической нагрузкой; отрабатываются методы борьбы с атрофией мышц и средства создания мышечной нагрузки в условиях невесомости, методы профилактики воздействия длительной невесомости на организм человека.

Аппаратура для биологических исследований позволяет изучать влияние факторов космического полета на смены поколений и мутационную стабильность биологических объектов, на культуры животных клеток, процесс формирования органов ориентации, рост и развитие высших растений, на активность клеточного деления, рост и состояние генетического материала лизогенного штамма кишечной палочки.

Экспериментальное оборудование «Салюта-4» служит для отработки средств визуальной ориентации в орбитальной и инерциальной системах координат, ручных средств навигационных измерений, средств ориентации космических аппаратов по звездам; применяется для фотометрирования световых помех и измерения углового распределения яркости светящегося фона при работе двигателей станции; используется для отработки способов измерения положения орбитального аппарата относительно вектора скорости по нейтральной компоненте набегающего потока частиц и углового положения орбитального аппарата относительно набегающего ионного потока; применяется для исследования вариаций концентраций заряженной и нейтральной компоненты набегающего потока частиц, поляризации переизлученного атмосферой Земли солнечного света; измеряет яркость светящихся объектов.

Для испытаний в летных условиях на станции установлены система «Каскад» (для экономичной ориентации в орбитальной и инерциальной системах координат) и автономная навигационная система «Дельта». Поведение жидкости в условиях невесомости изучается на установке «Фреон». Аппаратура «Строка» применяется для приема на борт текстовых сообщений. Отработка компактных агрегатов систем терморегулирования, предназначенных для отвода тепла, ведется на новых испарительных радиаторах, а средств передачи тепла с помощью теплоносителя, но без механических движущихся элементов — на тепловых трубах.

«Салют-4» была запущена 26 декабря 1974 г. с космодрома Байконур. В начальный период полета, после проведенных коррекций, она совершала движение по орбите с параметрами: высота в апогее — 355 км, высота в перигее — 343 км, период обращения — 91,3 мин, наклонение орбиты — 51,6°. 11 января 1975 г. в 0 час 43 мин с того же космодрома стартовал транспортный корабль «Союз-17» (командир корабля А. А. Губарев, бортинженер Г. М. Гречко). 12 января была выполнена стыковка корабля со станцией, которая проводилась в два этапа. На участке дальнего сближения управление «Союзом-17» осуществлялось автоматическими средствами. С расстояния 100 м операции по сближению и причаливанию корабля к станции выполняли космонавты. После стыковки Губарев и Гречко перешли в помещение станции и в течение месяца проводили запланированные исследования и эксперименты. Полет комплекса «Салют-4» — «Союз-17» проходил на высотах 334—361 км. Космонавты возвратились на Землю 9 февраля. Спускаемый аппарат корабля «Союз-17» совершил мягкую посадку в 14 час 03 мин, в 110 км сев.-вост. Целинограда.

5 апреля был произведен запуск ракеты-носителя с пилотируемым кораблем «Союз» с космонавтами В. Г. Лазаревым и О. Г. Макаровым для продолжения экспериментов со станцией «Салют-4». На участке работы третьей ступени произошло отклонение параметров движения ракеты от расчетных значений. Автоматическое устройство выдало команду на прекращение полета по программе и отделение корабля для возвращения на Землю. Спускаемый аппарат совершил посадку юго-зап. Горно-Алтайска.

24 мая в 17 час 58 мин был запущен корабль «Союз-18» (командир корабля П. И. Климук, бортинженер В. И. Севастьянов). Параметры орбиты корабля после проведенной коррекции: высота в апогее — 384 км, высота в перигее — 322 км, период обращения — 91,3 мин, наклонение орбиты — 51,6°. 26 мая выполнялась операция встречи на орбите. После стыковки и перехода в помещение станции космонавты приступили к выполнению программы полета. Пребывание на борту «Салюта-4» Климука и Севастьянова составило 63 дня. Полет протекал на высотах 335—369 км. Экипаж вернулся на Землю 26 июля в 17 час 18 мин. Спускаемый аппарат приземлился в 56 км сев.-вост. г. Аркалык.

17 ноября был запущен беспилотный космический корабль «Союз-20». После его выведения на околоземную орбиту и маневрирования были осуществлены взаимный поиск, сближение, причаливание и стыковка со станцией «Салют-4». При этом использовались бортовые радиотехнические средства и счетно-решающие устройства.

Космический комплекс «Салют-4» — «Союз-20» совершал полет на высотах 343—367 км. На «Союзе-20» проводились комплексные биологические эксперименты с различными растениями и живыми организмами. Полет дал важные результаты по отработке и испытанию конструкции и бортовых систем обоих космических аппаратов. 16 февраля 1976 г. была выполнена расстыковка корабля и станции и в расчетное время включена тормозная двигательная установка корабля. Спускаемый аппарат совершил управляемый спуск и мягкую посадку. Станция «Салют-4» продолжила полет по околоземной орбите.

За три месяца работы на борту станции «Салют-4» оба экипажа выполнили обширную программу исследований и экспериментов. В таблице 1 приведены данные о фактическом использовании ими рабочего времени.

Таблица 1

Во время двух экспедиций с помощью солнечного телескопа получено св. 600 спектров флокулл, поярчаний, протуберанцев, пятен и невозмущенных участков поверхности Солнца. В отдельных местах флокулл в диапазоне длин волн 870—1400 Ằ выявлено более 85 спектральных линий, принадлежащих различным атомам и ионам. В то же время в спектрах невозмущенных участков число спектральных линий в этом же диапазоне длин волн меньше. Во время активизации флокулл наблюдалось появление в спектре запрещенных линий 1241,7Ằ и 1348,1Ằ Fe XII, что указывает, возможно, на существенное повышение плотности короны с температурой св. 1 млн. градусов в районе флокулл. В переходной области между хромосферой и короной наблюдаются во флокуллах движения плазмы со скоростями, превышающими 50 км/сек. Изучение контура L_α в спектре поярчания и в соседней спокойной хромосфере показывает, что ионизация в активной области может в ~ 10 раз превосходить ионизацию в спокойной хромосфере.

Исследования Солнца осуществлялись и с применением спектрометра КДС-3, который регистрировал спектр от всего солнечного диска. Предварительный анализ спектров показывает, что кинетическая температура, вычисленная по спаду Лаймановского континуума, находится в пределах 8000—9000 К и не отличается от значения 8300 К для невозмущенного центра диска, определенного по измерениям в 1967 г. на солнечной орбитальной станции ОСО-4.

С помощью рентгеновского телескопа РТ-4 космонавты провели исследования ряда рентгеновских источников, а также поиск мягкого рентгеновского излучения от звезд. Для звезд Ригель, W Девы и SS Лебедя (в конце активной фазы) рентгеновский поток в области 0,16—0,28 кэв оказался меньше 0,02 фот/см²сек. Зарегистрирована вспышка рентгеновского излучения от окрестности звезды λ Скорпиона, которая продолжалась св. 20 мин (поток в максимуме — 10 фот/см²сек), а также мягкое рентгеновское излучение от рентгеновских источников Скорпион Х-1 и Геркулес Х-1.

В январе 1975 г. во время работы первого экипажа на борту «Салюта-4» наблюдения по рентгеновской астрономии с применением телескопа «Филин» проводились в основном в режиме обзора. Второй экипаж станции исследовал отдельные источники в режиме наведения. Обнаружена значительная переменность потока излучения в области 0,6—0,9 кэв у источника Скорпион Х-1. При исследовании источника Лебедь Х-1 наблюдалось резкое возрастание потока примерно в 3 раза за время ок. 40 сек и значительные флюктуации потока, которые не наблюдались до возрастания. Обнаружено также несколько всплесков излучения с характерным временем возрастания около 1 сек и временем спада меньше 10 сек. В области 2—10 кэв поток во время всплеска возрастал примерно в 10—20 раз.

Инфракрасный телескоп — спектрометр ИТС-К успешно эксплуатировался первым экипажем станции. Впервые полученный внеатмосферный инфракрасный спектр отражения Луны сопоставлен; со спектрами образцов поверхностной фракции лунного грунта, доставленных АС «Луна-16», «Луна-20», экспедициями «Аполлон» и данными наземной астрономии. Получено качественное соответствие — все спектры содержат характерную полосу отражения в диапазоне 3—5 мкм. Тем самым окончательно отвергнуто представление о Луне как о небесном теле со спектральными свойствами, подобными свойствам «серого» тела. Обнаружено некоторое различие в оптических свойствах реголита в его естественном залегании и доставленного на Землю. Исследования верхней атмосферы с помощью телескопа ИТС-К были направлены на выявление составляющей, которая оказывает наибольший вклад в радиационный режим. Измерения, проведенные для высот 140—350 км в дневных условиях и в средних широтах (45° с. ш.), показали, что основной излучающей компонентой является окись азота. Экспериментально установлена важная роль окиси азота в передаче энергии из верхней атмосферы в тропосферу и стратосферу.

Комплекс солнечных спектрометров КСС-2 позволил впервые получить надежные данные о содержании водяного пара в стратосфере. Они свидетельствуют в пользу сухой атмосферы в зимний период над Маршалловыми островами. Весьма интересные результаты получены аппаратурой «Спектр» и интерферометром «Эмиссия». Они необходимы, в частности, для построения количественной модели верхней атмосферы Земли, анализа сложных процессов передачи и распределения энергии в ней, ее возбуждения, а также решения многих прикладных задач космонавтики. На «Салюте-4» проведена большая работа по фотографированию территории СССР для изучения природных ресурсов и окружающей среды.

Выполнен намеченный объем технических экспериментов. Ряд систем, установленных в качестве экспериментальных, в процессе полета был фактически переведен в разряд основного оборудования станции. Это — система «Каскад», система регенерации воды из конденсата влаги, аппаратура «Строка», оптические ориентаторы, велоэргометр и др.

Программа медицинских исследований была направлена на обеспечение врачебного контроля за состоянием космонавтов и дальнейшее изучение влияния длительной невесомости на организм человека. Установлено, что адаптация к условиям существования в невесомости происходит в течение 1 — 2 недель. За это время стабилизируются артериальное кровяное давление, частота сердечных сокращений, выброс крови, тонус сосудов. По мере увеличения длительности полета большинство показателей кровообращения и внешнего дыхания существенно не изменяется, ухудшения реакции организма на дозированную физическую нагрузку не отмечается.

Важное значение придавалось подготовке космонавтов к возвращению на Землю. Комплекс профилактических средств включал: ежедневные физические упражнения на беговой дорожке и велоэргометре; нагрузку на опорно-двигательный аппарат и мускулатуру ежедневно в течение 10—12 час путем пребывания в нагрузочных костюмах; тренировку с приложением отрицательного давления к нижней части тела в последние 4 дня полета; водно-солевую нагрузку в последний день полета; использование специального костюма, создающего избыточное давление на нижние конечности, что препятствует скоплению в них крови в первые часы после приземления. Работа экипажа происходила в среде, близкой к земной атмосфере.

Режим дня космонавтов: 8 часов — профессиональная деятельность, 2,5 часа — физическая тренировка, 8 часов — сон; остальное время — на личные дела и еду (питание четырехразовое). За время полета вес уменьшился у Губарева на 2,5 кг, у Гречко на 4,5 кг, у Климука на 3,4 кг, у Севастьянова на 1,9 кг. Но через несколько дней после возвращения на Землю вес космонавтов восстановился. Постепенно пришли в норму и все остальные физиологические показатели.

На станции «Салют-4» проведены биологические эксперименты на микроорганизмах, низших и высших растениях, насекомых и икре лягушки. Невесомость полностью дезориентировала направление роста проростков сосны. Однако направления роста первичного корешка и стебля были всегда полярны. В системе «Оазис-1М» выращивался горох сорта «Пионер». Три эксперимента имели продолжительность от 24 до 33 суток, но в условиях невесомости растения были не в состоянии осуществить весь цикл развития и погибали. Исследование развития вестибулярного аппарата шпорцевой лягушки, икра которой развивалась в течение 16 суток в невесомости, показало недоразвитие лагенарного отолита.

Орбитальная станция «Салют-4» и транспортный космический корабль «Союз». Рис. 2. Схема расположения научного и экспериментального оборудования на орбитальной станции «Салют-4»: 1 — спектрометр «Силя-4», 2 — кинофотоаппаратура, медицинское оборудование, 3 — микрометеорный датчик ММК-1, 4 — орбитальный солнечный телескоп — ОСТ-1, 5 — аппаратура «Фреон», 6 — рентгеновский телескоп-спектрометр «Филин-2», 7 — рентгеновский телескоп РТ-4, 8 — дифракционный спектрометр КДС-3, 9 — комплекс солнечных спектрометров КСС-2, 10 — орбитальный радиовысотомер автономной навигационной системы «Дельта», 11 — инфракрасный телескоп-спектрометр ИТС-К, 12 — пневмовакуумный костюм, 13 — бегущая дорожка, 14— фотоаппараты, 15 — астроориентатор АО-1, 16 — уголковые отражатели, 17— солнечный датчик, 18 — инфракрасный построитель местной вертикали, 19 — система регенерации воды из конденсата атмосферной влаги, 20—аппаратура «Строка», 21 — телевизионный звездный пеленгатор, 22— оптические ориентаторы, 23— аппаратура «Спектр», 24— комплект тепловых труб, 25— аппаратура «Нейтраль», 26—телевизионная аппаратура, 27— ионный датчик, 28 — велоэргометр. Рис. 3. Общий вид корабля «Союз»—сбоку (а), спереди (б), в плане (в): 1 — андрогинный периферийный агрегат стыковки, 2 — орбитальный отсек, 3 — спускаемый аппарат, 4 — приборно-агрегатный отсек, 5 — солнечные батареи, 6 —антенны УКВ-радиостанции f=121,75 Мгц, 7 —антенны УКВ-радиостанции «Аполлон» f=259,7 Мгц и 296,8 Мгц, 8 — антенны радиотелевизионной системы, 9 — антенны командной радиолинии и траекторных измерений, 10 — антенны радиотелеметрии, 11 — антенны связи экипажа с Землей, 12 — стыковочная мишень, 13 — бортовые огни ориентации, 14— проблесковые световые маяки, 15 — датчик солнечной ориентации, 16 — датчик ионной ориентации, 17 — датчик ИКВ, 18— визир-ориентатор, 19—двигатели причаливания и ориентации, 20 —двигатели ориентации, 21 — сближающе-корректирующий двигатель, 22 — люк для посадки экипажа в корабль, 23 — телекамера внешнего обзора, 24 — иллюминаторы. Рис. 4. Компоновка спускаемого аппарата корабля «Союз»: 1 — переносной светильник с автономным питанием, 2 — кабинный динамик, 3 — светильник рабочего освещения, 4 — пульт управления радиостанциями, 5 — штурвал крышки люка-лаза, 6— крышка люка-лаза, 7 — светильник телекиноосвещения, 8 — командно-сигнальное устройство, 9— телекамера, 10 — приборная панель пульта, 11 — визир-ориентатор, 12— приборы и агрегаты, 13 — ручки управления кораблем, 14 — иллюминатор, 15 — кресло космонавта, 16— приборы и агрегаты, 17 — стойка кресла, 18 — парашютный контейнер. Рис. 5. Компоновка орбитального отсека корабля «Союз»: 1 — крышка люка-лаза, 2 — агрегат стыковки, 3 — поручень, 4 — приемное устройство питьевой воды, 5 — контейнер для отходов, 6—посадочный люк, 7— устройство сбора отходов, 8 — откидной столик, 9 — «сервант», 10 — панель управления системами, 11 — телекамера, 12 — инструменты, кабели для связи, 13 — контейнер для научной аппаратуры, 14— контейнер для пищи и туб, 15— аптечка, шлемофон, 16— телекамера, 17— светильник телекиноосвещения, 18— телекамера «Аполлона», 19— светильник рабочего освещения, 20— контейнер для бортдокументации. 21— распределительная коробка J-box, 22— «диван», 23— крышка «пола», 24— контейнер для укладки кинофотоаппаратуры, скафандров и спальных мешков, 25 — огнетушители, 26 — иллюминатор, 27— контейнер для шлангов скафандров, 28— декоративная обшивка отсека, 29 — контейнер для переносимого оборудования, 30 — газоанализатор, 31 — рукоятка клапана системы наддува отсеков. Рис.6. АМС «Венера-9» и «Венера-10»: 1—орбитальный аппарат, 2—спускаемый аппарат, 3— научная аппаратура, 4— остронаправленная антенна, 5— блок баков, 6 — радиатор горячего контура системы терморегулирования, 7 — прибор ориентации на Землю, 8— научная аппаратура, 9— приборы ориентации на Звезду, 10— приборы ориентации на Солнце, 11—малонаправленная антенна, 12— приборный отсек, 13 — научная аппаратура, 14— баллон системы ориентации, 15— радиатор холодного контура системы терморегулирования, 16— газовые сопла системы ориентации, 17 — солнечная батарея, 18 — магнитометр. Рис. 7. Спускаемый аппарат станций «Венера-9» и «Венера-10»: 1 — отсек парашютной системы, 2 — отсек научной аппаратуры, работающей в облачном слое, 3 — научная аппаратура, 4 — телефотометр, 5— прочный корпус, 6— служебная аппаратура, 7— теплоизоляция, 8 — теплозащитный корпус, 9 — посадочное устройство, 10 — научная аппаратура, 11 — аэродинамическое тормозное устройство, 12 — антенна. Рис. 8. Изображение поверхности планеты Венера на месте посадки СА станции «Венера-9»; Рис. 9. Изображение поверхности планеты Венера на месте посадки СА станции «Венера-10»

В июле 1975 г., в соответствии с заключенным в мае 1972 г. соглашением между СССР и США о сотрудничестве в исследовании и использовании космического пространства в мирных целях, состоялся совместный экспериментальный полет космических кораблей «Союз» и «Аполлон».

В течение трех лет подготовки совместного космического эксперимента были определены задачи, требования и программа полета; разработана принципиально новая стыковочная система андрогинно-периферийного типа, позволяющая производить стыковку с любой системой данного типа; разработан стыковочный отсек в составе корабля «Аполлон» — своеобразная шлюзовая камера, предназначенная для перехода членов экипажа из одного корабля в другой с разной атмосферой; переработана система жизнеобеспечения корабля «Союз» для обеспечения совместимости условий для жизнедеятельности экипажей и средств перехода из корабля в корабль; созданы необходимые средства и организована связь между кораблями, кораблями и Землей; обеспечена совместимость работы систем управления кораблей; организовано и отработано управление полетом и взаимодействие между Центрами управления СССР и США; проведена совместная подготовка экипажей кораблей «Союз» и «Аполлон» и персонала для управления полетом.

«Союз» выводится на орбиту трехступенчатой ракетой-носителем. Стартовый вес ракеты-носителя с кораблем «Союз» ~300 т, общая длина —49 м. Основные характеристики ракеты-носителя: длина ракеты без головного блока — 34 м, максимальный диаметр по стабилизаторам — 10,3 м, количество ступеней — 3 (суммарная тяга I ступени — 408 т, II ступени — 96 т, III ступени — 30 т, топливо для всех ступеней кислород + керосин). Основные характеристики корабля: стартовый вес — 6,8 т, вес спускаемого аппарата — 2,8 т, максимальная длина — 7,5 м, максимальный диаметр — 2,72 м, диаметр жилых отсеков — 2,2 м, размах панелей солнечной батареи — 8,37 м, суммарный объем жилых отсеков — 10 м³, экипаж — 2 чел.

Космический корабль «Союз» (рис. 3а, 3б, 3в) состоит из орбитального отсека (ОО) с андрогинным периферийным агрегатом стыковки (АПАС), спускаемого аппарата (СА) и приборно-агрегатного отсека (ПАО).

В спускаемом аппарате (рис. 4) размещается экипаж при выведении корабля на орбиту, выполнении динамических операций и при спуске на Землю. Он герметичен, оснащен двумя боковыми обзорными иллюминаторами и одним иллюминатором, на котором установлен оптический визир-ориентатор. Корпус СА снаружи покрыт теплозащитой, а внутри — теплоизоляцией. В нем размещены пульт космонавтов, аппаратура и оборудование бортовых систем, парашютные контейнеры и контейнеры для возвращаемой научной аппаратуры. В верхней части СА имеется герметично закрываемый люк для перехода из СА в ОО. На СА установлено 6 двигателей малой тяги для управления движением аппарата при спуске.

Орбитальный отсек (рис. 5) — это помещение для проведения научных экспериментов, перехода экипажа из корабля в корабль и отдыха. ОО выполнен из двух оболочек — полусфер, соединенных цилиндрической вставкой. На нем установлен АПАС с внутренним люком-лазом диаметром 80 см. Отсек имеет два обзорных иллюминатора. Третий иллюминатор расположен на крышке люка-лаза агрегата стыковки. Имеется боковой люк для посадки экипажа в корабль на стартовой площадке. В отсеке размещены пульт управления, приборы и оборудование основных и вспомогательных систем, научная аппаратура.

В приборно-агрегатном отсеке размещены основная аппаратура, оборудование и системы, обеспечивающие орбитальный полет. ПАО состоит из переходной, приборной и агрегатной секций. В переходной секции, выполненной в виде ферменной конструкции, соединяющей СА с приборной секцией, установлены 10 двигателей причаливания и ориентации тягой по 10 кг, топливные баки и система подачи однокомпонентного топлива. Снаружи расположены малый радиатор-излучатель и антенна командной радиолинии. Герметичная приборная секция имеет форму низкого цилиндра с двумя днищами. В ней размещаются приборы систем ориентации и управления движением, управления бортовым комплексом аппаратуры и оборудования корабля, радиосвязи с Землей, программно-временного устройства, радиотелеметрии, единого энергопитания. Снаружи установлены датчики построения инфракрасной вертикали на Землю и ориентации на Солнце. На днище секции размещаются агрегаты системы терморегулирования. Агрегатная секция выполнена в виде цилиндрической оболочки, соединенной с конической оболочкой, заканчивающейся базовым шпангоутом, предназначенным для установки корабля на ракету-носитель. В секции размещена сближающая корректирующая двигательная установка, состоящая из основного (тягой 417 кг) и дублирующего (тягой 411 кг) двигателей, топливных баков и системы подачи двухкомпонентного топлива. Снаружи расположен большой радиатор-излучатель, 4 двигателя причаливания и ориентации тягой по 10 кг каждый и 8 двигателей ориентации тягой по 1 кг каждый. В районе базового шпангоута установлены антенны радиосвязи и телеметрии, ионные датчики и часть батарей системы единого электропитания корабля. Солнечные батареи, выполненные в виде двух «крыльев» из трех створок каждое, установлены на ПАО. На их концевых створках размещены антенны радиосвязи и телеметрии УКВ и КВ-диапазона и цветные огни ориентации (красный, зеленый и 2 белых). Все отсеки «Союза» снаружи закрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией. При выведении на орбиту ИСЗ на участке полета в плотных слоях атмосферы корабль «Союз» закрыт сбрасываемым головным обтекателем, оснащенным двигательной установкой системы аварийного спасения. Андрогинный периферийный агрегат стыковки предназначен для стыковки и расстыковки космических кораблей и способен выполнять как активные, так и пассивные функции при их соединении. Стыковка может осуществляться при скорости сближения кораблей 0,05—0,3 м/сек, смещении продольных осей до 0,3 м и при угловых рассогласованиях до 7°. Управление агрегатом стыковки осуществляется с пульта космонавтов.

Стыковочное устройство.

АПАС корабля «Союз» устроен следующим образом. Главным несущим узлом, на котором крепятся основные механизмы, является корпус агрегата. С одной стороны он оканчивается стыковочным шпангоутом, с другой — фланцем для крепления к ОО. Корпус со стыковочным шпангоутом образует переходной туннель с люком-лазом, который закрывается изнутри крышкой. Агрегат стыковки включает в себя также кольцо с тремя направляющими выступами, расположенными под углом 45° к его продольной оси. Кольцо установлено на шести подвижных штангах, сгруппированных попарно. Штанги в сочетании с узлами связи обеспечивают боковые перемещения кольца и вращения его по крену при амортизации. На направляющих выступах кольца имеются три защелки; вместе с защелками на корпусе они обеспечивают сцепку кораблей. Все защелки снабжены приводами расстыковки. Привод кольца обеспечивает поворот его вокруг поперечных осей (по тангажу и рысканью) при амортизации соударения, втягивание и выдвижение кольца.

Окончательное соединение кораблей с герметизацией стыка производится с помощью замков, расположенных на стыковочных шпангоутах обоих агрегатов. Замки состоят из восьми активных и восьми пассивных крюков, электропривода, установленного на одном из замков, и тросовой замкнутой связи. Во время сцепки кораблей крюки активного агрегата осуществляют захват ответных пассивных крюков. Каждый активный и пассивный крюк снабжен пироболтом. Это позволяет, в случае необходимости, практически мгновенно выполнить расстыковку. На поверхности стыка имеются направляющий штырь и гнездо. Они предназначены для точного выравнивания кораблей на заключительной стадии стягивания. Здесь же располагаются два пружинных толкателя и кольцевое резиновое уплотнение для обеспечения герметичности по соединительным поверхностям стыковочных шпангоутов. Перед стыковкой кольцо с направляющими активного агрегата выдвигается в переднее положение, кольцо с направляющими пассивного агрегата находится в крайнем заднем положении. При причаливании корабли ориентируются относительно друг друга строго определенным образом, так что при их контакте направляющие выступы одного стыковочного агрегата оказываются примерно напротив впадин агрегата другого корабля. При дальнейшем движении направляющие на кольце одного агрегата скользят по направляющим выступам другого, происходит амортизация соударения кораблей, совмещение кольца активного агрегата, первичная сцепка и выравнивание кораблей.

Амортизация относительного движения кораблей осуществляется за счет перемещения кольца в любом направлении (по всем шести степеням свободы) и работы поглощающих энергию элементов (пружин и тормозов). Движение кольца во всех направлениях достигается рассогласованием длин штанг, а выравнивание кораблей — с помощью пружинных механизмов, расположенных на кольце и в электроприводе. Далее вступает в действие привод кольца. Он начинает втягивать кольцо до соприкосновения стыковочных шпангоутов. На последнем этапе стягивания благодаря направляющим штырям и гнездам корабли окончательно выравниваются. Срабатывают замки, осуществляя окончательное соединение кораблей.

При расстыковке разъединяются защелки кольца и открываются крюки замков стыковочного шпангоута активного агрегата. Вступают в действие пружинные толкатели, и корабли разъединены. При необходимости расстыковка может быть выполнена пассивным кораблем — разъединяются защелки на корпусе агрегата и открываются пассивные крюки стыковочного шпангоута.

Главное отличие агрегатов стыковки «Союза» и «Аполлона» заключается в конструктивном исполнении систем, поглощающих энергию соударения кораблей и осуществляющих их стягивание. В отличие от электромеханической системы стыковочного агрегата «Союза» на «Аполлоне» для этих целей используются автономные гидравлические амортизаторы и электропривод с тросовой связью.

В кораблях «Союз» используется азотно-кислородная атмосфера, соответствующая по составу земной (давление 720—790 мм рт. ст., при парциальном давлении кислорода 150—270 мм рт. ст.), в «Аполлоне» — чисто кислородная среда (давление 260 мм рт. ст.). Поэтому непосредственный переход из одного корабля в другой невозможен. При разработке проекта ЭПАС специалисты пришли к решению ввести в состав «Аполлона» специальный стыковочный отсек — своеобразную шлюзовую камеру со сменной атмосферой. Для избежания процесса дессатурации, происходящего при переходе человека из среды с нормальной атмосферой в чисто кислородную с низким давлением, были внесены изменения в систему обеспечения газового состава корабля «Союз», что позволило создавать в его жилых отсеках давление 490—550 мм рт. ст. при повышенном содержании кислорода (до 40%). При переходе экипажей из корабля в корабль в стыковочном отсеке «Аполлона» создается атмосфера, соответствующая атмосфере того жилого помещения, с которым устанавливается сообщение через внутренний люк-лаз.

Специально для совместного полета создана совместимая система радиотелефонной связи, работающая в УКВ-диапазоне волн, которая обеспечивает радиосвязь экипажа «Союза» с экипажем «Аполлона» при сближении и после стыковки, а также связь с наземными станциями США, когда корабли находятся в зоне действия этих станций. Аналогичная аппаратура корабля «Аполлон» обеспечивает связь с экипажем корабля «Союз» и наземными станциями СССР, когда корабли находятся в зоне действия советских станций слежения. На «Союзе» установили американский УКВ-приемопередатчик, который обеспечивает радиотелефонную связь и, кроме того, служит приемоответчиком — осуществляет прием и ретрансляцию сигналов определения дальности, излучаемых УКВ-аппаратурой «Аполлона». УКВ-приемопередатчики советского производства, установленные на «Союзе» и «Аполлоне», обеспечивали межбортовую связь и связь со станциями слежения СССР.

Для обеспечения сближения кораблей было решено использовать радиотехнические и оптические средства «Аполлона», так как ему отводилась роль «активного» корабля. Установленный на «Союзе» приемоответчик радиосистемы «Аполлона» выполнял функции приемоответчика совместимой радиосистемы сближения, а оптические мишени, импульсные маяки и бортовые огни ориентации «Союза» обеспечивали совместимость оптических систем сближения и причаливания.

Оптическая система «Аполлона» позволяет наблюдать «Союз» с расстояния в несколько сот километров, а также определять взаимное положение кораблей. На корпусе ПАО «Союза» при необходимости включаются проблесковые маяки, работающие импульсами. На конечном участке сближения (при причаливании с расстояния 200 м) взаимное положение кораблей определяется визуально оптическим визиром «Аполлона» по бортовым огням ориентации и стыковочным мишеням «Союза». Основная стыковочная мишень, раскрывающаяся на орбите, представляет собой крест, вынесенный относительно основания мишени, на котором нанесено также изображение креста. При совмещении обоих крестов продольная ось «Союза» направлена на наблюдателя. Точное наведение с помощью мишени осуществляется с ~ 10 м.

Экспериментальный полет начался 15 июля в 15 час 20 мин, запуском с космодрома Байконур корабля «Союз-19» (командир — А. А. Леонов, бортинженер — В. Н. Кубасов). В тот же день в 22 час 50 мин 01 сек стартовал корабль «Аполлон» (командир — Т. Стаффорд, пилот командного модуля — В. Бранд, пилот стыковочного модуля — Д. Слейтон). Двухступенчатая ракета-носитель «Сатурн-IB» вывела корабль на орбиту с параметрами 149 X 168 км.

Программа полета «Союза-19» (6 суток) и «Аполлона» (9 суток) предусматривала испытания совместимых средств сближения и стыковки, созданных советскими и американскими специалистами, осуществление стыковки и совместный полет в течение двух суток, выполнение взаимных переходов космонавтов из корабля в корабль, осуществление совместных научных экспериментов и проведение научных экспериментов во время автономных полетов кораблей.

Управление полетом «Союза-19» осуществлялось подмосковным Центром управления при помощи станций слежения, расположенных в Евпатории, Тбилиси, Джусалы, Колпашево, Улан-Удэ, Уссурийске, Петропавловске-Камчатском, и двух н.-и. судов АН СССР — «Космонавт Юрий Гагарин» и «Академик Сергей Королев». Первое из них находилось у восточных берегов Канады, второе — в Гондурасском заливе Карибского моря.

Управление полетом «Аполлона» велось американским Центром управления в Хьюстоне при помощи 13 наземных станций слежения, расположенных на территории США и в других районах земного шара, и корабля слежения «Авангард». Для ведения связи и ретрансляции данных с космических кораблей, включая телевизионные передачи, применялся ИСЗ связи ATS-6.

На 4-м витке полета корабля «Союз-19» в 20 час 21 мин проведен первый маневр с импульсом 3,6 м/сек по формированию монтажной орбиты — орбиты встречи «Союза-19» и «Аполлона» высотой 225 км. В результате «Союз-19» стал совершать полет на высотах 192—228 км. Затем экипаж снизил давление в спускаемом аппарате и орбитальном отсеке до 520 мм рт. ст.

Выйдя на орбиту, командно-служебный модуль «Аполлона» отделился от последней ступени ракеты-носителя, развернулся на 180°, пристыковался к стыковочному модулю и извлек его из переходника, соединявшего корабль с ракетой-носителем. После этого «Аполлон» произвел маневр и удалился от ступени. Астронавты проверили оборудование и приступили к выполнению серии маневров для выхода на монтажную орбиту. Сначала они перевели «Аполлон» на круговую орбиту высотой 167 км (16 июля в 2 час 35 мин), а затем выполнили первый фазирующий маневр (16 июля в 4 час 31 мин) с тем, чтобы установить скорость, необходимую для стыковки на 36-м витке полета «Союза-19». Новая орбита «Аполлона» 170 X 230 км.

16 июля в 15 час 43 мин на 17-м витке экипаж «Союза-19» выполнил второй маневр формирования монтажной орбиты с импульсом 11,8 м/сек, и корабль перешел на монтажную орбиту с параметрами 222,6 X 225,4 км.

В третий рабочий день программа предусматривала выполнение наиболее ответственных операций: встречу на орбите, стыковку (17 июля в 19 час 15 мин) и первый переход из корабля в корабль. В 15 час 52 мин «Аполлон» осуществил второй фазирующий маневр и перешел на орбиту 165 х 186 км. В 16 час 01 мин, когда космические корабли пролетали над Атлантическим океаном, Бранд сообщил, что он наблюдает «Союз-19» в секстант. Расстояние между кораблями в этот момент составляло ~ 400 км. В 16 час 04 мин между ними была установлена радиосвязь. В 16 час 38 мин «Аполлон» выполнил маневр комбинированной коррекции (новая орбита 186 х 205 км), который регулирует рассогласование между кораблями по высоте и углу, а несколько позднее в результате еще одной коррекции был осуществлен перевод американского корабля на коэллиптическую орбиту 204 X 205 км.

Первый маневр на завершающем этапе сближения был начат в 18 час 15 мин при расстоянии между кораблями ~39 км. В результате маневра с импульсом 6,7 м/сек «Аполлон», находившийся ниже «Союза-19» на ~20 км и сзади его, вышел на высоту орбиты советского корабля на ~1,5 км вперед. После торможения и облета «Аполлон» «завис» относительно «Союза-19» на расстоянии 30—50 м, корабли в этот момент были сориентированы стыковочными узлами в направлении друг к другу. Получив сообщение астронавтов о начале зависания, космонавты перевели «Союз-19» в режим поддержания автоматической инерциальной ориентации с разворотом корабля по крену на угол 60°. Это было необходимо для обеспечения ориентации остронаправленной антенны «Аполлона» на ИСЗ ATS-6, через который на Землю передавалась информация о ходе причаливания и стыковки. В 16 час с борта «Аполлона» было передано телевизионное изображение «Союза-19».

Причаливание «Аполлона» к «Союзу-19» с расстояния 10 м выполнял Стаффорд. Он использовал оптический визир «Аполлона» и стыковочную мишень, установленную на «Союзе-19». Касание кораблей произошло с малыми угловыми возмущениями. Сцепка была осуществлена в 19 час 09 мин (на 6 мин раньше расчетного времени), и в 19 час 12 мин «Союз-19» и «Аполлон» оказались в состыкованном состоянии. Их общая масса составила 20977 кг.

В 22 час 13 мин космонавты открыли люк туннеля со стороны орбитального отсека, а через 4 мин астронавты открыли люк туннеля со стороны стыковочного модуля. В 22 час 19 мин командиры кораблей обменялись рукопожатием. Через 2 мин произошла первая встреча советских космонавтов и американских астронавтов. В орбитальном отсеке «Союза-19» находились Леонов, Кубасов, Стаффорд и Слейтон. Леонов и Стаффорд обменялись флагами своих стран, Леонов передал Стаффорду флаг ООН, члены экипажей подписали совместные свидетельства Международной авиационной федерации (ФАИ) о выполнении первой международной стыковки. Экипажи подключили и провели кабельную связь между кораблями, затем установили в «Союзе-19» телевизионное оборудование и кинокамеру «Аполлона». Первое посещение астронавтами корабля «Союз-19» длилось на ~1,5 часа дольше расчетного времени. Они вернулись в «Аполлон» незадолго до 3 час 18 июля.

В 12 час 02 мин начались операции второго перехода. Бранд перешел в «Союз-19», а Леонов — в «Аполлон». Второй период совместной деятельности длился 6 час 14 мин. Члены экипажей знакомились с оборудованием и системами, вели ТВ-репортажи и кинофотосъемки, соединили части двух памятных плат, подписали свидетельства ФАИ. В 18 час 28 мин начался третий переход. Стаффорд и Леонов перешли в «Союз-19», а Бранд и Кубасов — в «Аполлон», и в кораблях снова началась совместная деятельность. Были соединены половины памятных медалей, произведен обмен семенами деревьев; состоялась совместная пресс-конференция для журналистов, аккредитованных в пресс-центрах СССР и США, подписаны свидетельства ФАИ. Последний, четвертый переход начался в 23 час 15 мин. Попрощавшись, Стаффорд и Кубасов вернулись в свои корабли. Полет космических кораблей в состыкованном состоянии продолжался 43 час 54 мин 11 сек. 19 июля в 15 час 03 мин была осуществлена первая расстыковка. Через 15 сек «Аполлон» начал выполнять маневр ухода от корабля «Союз-19», обеспечивая эксперимент «Искусственное солнечное затмение». После того как расстояние между кораблями составило 220 м, «Аполлон» подошел к «Союзу-19» и произошла повторная стыковка, при которой стыковочное устройство «Союза-19» было активным. Касание и сцепка кораблей произошли в 15 час 34 мин. Стыковка была завершена в 15 час 41 мин. Из-за некоторого отступления от штатного режима ручного управления «Аполлоном» возникли повышенные возмущения в движении кораблей. Однако и в этот раз андрогинные периферийные стыковочные агрегаты обоих кораблей проявили себя безукоризненно.

В 18 час 26 мин экипаж «Союза-19» произвел окончательную расстыковку кораблей. Некоторое время «Аполлон» сохранял расстояние между кораблями ~20 м, после чего осуществил облет «Союза-19» на дальности 150 м, с выходом из плоскости орбиты советского корабля для проведения эксперимента «Ультрафиолетовое поглощение». Затем «Аполлон» и «Союз-19» успешно выполнили маневры для сбора данных по этому эксперименту на расстоянии 500 м (также с выходом из плоскости орбиты «Союза-19»). Измерения с расстояния 500 м были выполнены с использованием уголкового отражателя, установленного на ПАО «Союза-19». После этого, совершив маневр ухода в плоскости орбиты с импульсом 0,6 м/сек, «Аполлон» прошел над «Союзом-19» на расстоянии 1000 м и в третий раз осуществил сбор данных для эксперимента «УФ-поглощение». На этом совместный этап полета был завершен. Параметры орбиты «Аполлона» составляли в это время 220,8 х 222,1 км, и он следовал за кораблем «Союз-19» при скорости увеличения дальности —9 км за виток.

21 июля в 13 час 10 мин «Союз-19» сошел с орбиты, параметры которой составляли 210,4 X 216,8 км. В 13 час 50 мин 54 сек СА с космонавтами Леоновым и Кубасовым на борту совершил посадку в расчетном районе, в 54 км сев.-вост. г. Аркалык в Казахстане (место приземления 50,7° с. ш. и 67,1° в. д.).

24 июля в 23 час 38 мин «Аполлон» выполнил маневр схода с орбиты и 25 июля в 00 час 18 мин командный модуль с астронавтами Стаффордом, Брандом и Слейтоном приводнился в расчетном районе Тихого океана (22,0° с. ш. и 163,0° в. д.).

Во время полета «Союза-19» и «Аполлона» было проведено пять совместных научных экспериментов. Цель эксперимента «Зонообразующие грибки» заключалась в определении влияния факторов космического полета на ритм зонообразования Пущинского штамма. За 7 суток до старта в лабораториях СССР и США началась культивация грибка на питательных средах с навязыванием необходимого ритма зонообразования. Из выращенных грибков отобрали полетные и наземные образцы, которые затем были помещены в приборы «Ритм-1». Каждый корабль взял в космос (из своей страны) по два образца. Во время полета экипажи обменялись одним из двух своих приборов. На борту проводилось фотографирование образцов через каждые 12 час. После приземления приборы были доставлены в лаборатории, где грибки подверглись исследованию вместе с наземными контрольными образцами.

Задачей эксперимента «Микробный обмен» являлось изучение количественного и видового состава микрофлоры и иммунологического статуса членов экипажей. Во время полета были взяты пробы с 15 мест в каждом корабле и с 6 мест у каждого члена экипажей. Все образцы были возвращены на Землю в СА корабля «Союз-19» и подверглись затем анализу специалистами обеих стран. Пробы у космонавтов и астронавтов были также взяты до и после полета. В результате эксперимента изучены особенности взаимообмена микробами, как одного из основных элементов в механике возможных заболеваний при пребывании людей в космическом корабле.

Эксперимент «Универсальная печь» предназначался для выяснения влияния невесомости на некоторые металлургические и кристаллохимические процессы в металлических и полупроводниковых материалах. Пеналы с образцами были доставлены на орбиту «Союзом-19»; после стыковки их перенесли в стыковочный модуль «Аполлона» и поместили в электрическую плавильную печь. В каждом из трех пеналов содержалось по одинаковому набору из трех кварцевых ампул с образцами: в первой ампуле находился алюминий с шариками вольфрама, во второй — германий с добавками кремния, в третьей — порошок алюминия. После окончания технологического цикла пеналы были извлечены из печи и доставлены экипажем «Союза-19» на Землю. Затем проводился анализ образцов и сравнение с результатами наземных испытаний.

При эксперименте «Искусственное солнечное затмение» космонавты (~13 мин) фотографировали солнечную корону для получения ее фотометрических характеристик и изучения свойств газопылевой атмосферы вокруг корабля, в то время когда «Аполлон», находясь на линии визирования на Солнце, обеспечивал для «Союза-19» солнечное затмение. За это время корабли разошлись на расстояние около 220 м и вновь сблизились для проведения второй стыковки. Одновременно с «Аполлона» проводилась киносъемка «Союза-19» для получения информации о степени затененности иллюминатора. Одним из главных результатов эксперимента является доказательство возможности моделирования солнечного затмения при удалении «искусственной Луны» от наблюдателя на расстояния ~100 м и наблюдений при этом внешних областей короны Солнца.

В эксперименте «Ультрафиолетовое поглощение», проведенном после второй расстыковки, измерялась концентрация атомарного кислорода и азота в атмосфере на высотах ~220 км по измерению поглощения газовой средой ультрафиолетового излучения. Свет от ультрафиолетовых ламп направлялся с «Аполлона» на один из трех уголковых отражателей «Союза-19» и после отражения возвращался на «Аполлон», где и регистрировался спектрометром. По степени ослабления отраженного сигнала определялась плотность среды и состав ее компонентов. Измерения проводились на теневой части орбиты в районе экватора на номинальных расстояниях 150, 500 и 1000 м. Продолжительность каждого измерения ~8 мин. Во время эксперимента «Союз-19» находился в режиме орбитальной ориентации, а «Аполлон», совершая облет советского корабля в разных плоскостях, был ориентирован продольной осью на «Союз-19».

По автономной программе экипаж «Союза-19» выполнил биологические эксперименты «Рост микроорганизмов» (изучение влияния факторов космического полета на скорость и характер размножения микроорганизмов), «Эмбриональное развитие рыб» (изучение развития икры рыб в условиях невесомости) и «Генетические исследования» (изучение влияния невесомости на клеточное деление, генетические структуры и радиочувствительность высших и низших растений), а также три астрогеофизических эксперимента по фотографированию солнечной короны и зодиакального света на фоне ночного неба, дневного и сумеречного горизонтов, по исследованию рефракции и прозрачности верхних слоев атмосферы. О научных экспериментах астронавтов «Аполлона» по автономной программе см. статью «Космические исследования, выполненные за рубежом в 1975 г.» (с. 529—32).

«Космос». Продолжались запуски ИСЗ серии «Космос»; в 1975 г. было запущено 85 спутников (табл. 2).

25 ноября — 15 декабря состоялся полет биологического ИСЗ «Космос-782», который продолжал исследовать влияние факторов космического полета на живые организмы. На нем были размещены биологические объекты из СССР, ЧССР, США и Франции, а также радиационно-физическая аппаратура. С помощью специально созданной и установленной на борту центрифуги диаметром 66 см проводились эксперименты по изучению влияния искусственной силы тяжести на различные биологические процессы. При этом исследованиям подвергались биологические объекты разной сложности: микроорганизмы (бактерии кишечной палочки), грибы «ficomices bleclianus», похожие на плесень и довольно чувствительные к изменению гравитации, культура зародышевых клеток млекопитающих и растительной ткани, семена растений, икринки рыбки «fundulos geteroclitus» на различной стадии развития, мухи-дрозофилы и среднеазиатские степные черепахи. СА возвратился на Землю. В обработке экспериментального биологического материала приняли участие специалисты СССР, ВНР, СРР, ПНР, ЧССР, США и Франции.

«Прогноз-4». 22 декабря в 5 час 08 мин был осуществлен запуск АС «Прогноз-4». Вывод станции на расчетную высокоэллиптическую орбиту ИСЗ осуществлялся с промежуточной околоземной орбиты. Масса станции 905 кг. АС «Прогноз-4», как и три предыдущие станции этого типа, предназначалась для исследования корпускулярного и электромагнитного излучений Солнца, потоков солнечной плазмы, а также для изучения магнитных полей в околоземном космическом пространстве с целью определения влияния солнечной активности на межпланетную среду и магнитосферу Земли.

«Интеркосмос-13» . 27 марта в соответствии с программой сотрудничества соц. стран в области исследования и использования космического пространства в мирных целях произведен запуск ИСЗ «Интеркосмос-13». Научная аппаратура, разработанная специалистами СССР и ЧССР, предназначалась для изучения динамических процессов в магнитосфере и полярной ионосферы Земли, а также для исследования низкочастотных электромагнитных волн.

«Интеркосмос-14». 11 декабря состоялся запуск ИСЗ «Интеркосмос-14» для изучения низкочастотных электромагнитных колебаний в магнитосфере Земли, структуры ионосферы, а также интенсивности потоков микрометеоров. На борту была установлена научная аппаратура для регистрации магнитных и электрических компонент поля низкочастотных излучений и измерения температуры электронов в ионосфере (изготовлена в СССР и ЧССР), для измерения концентрации положительных ионов в ионосфере (изготовлена в НРБ и СССР), для определения содержания электронов в ионосфере вдоль радиолуча между ИСЗ и приемным пунктом при помощи передатчика «Маяк» (изготовлена в ЧССР) и для обнаружения потоков микрометеоров (изготовлена в ВНР, СССР и ЧССР). ИСЗ «Интеркосмос-14» имел изготовленную в ЧССР широкополосную телеметрическую систему с бортовым магнитофоном для передачи информации на наземные приемные пункты и систему ориентации спутника вдоль магнитного поля Земли.

«Молния». Для эксплуатации системы дальней телефонно-телеграфной радиосвязи, передачи программ Центрального телевидения СССР на пункты сети «Орбита» и международного сотрудничества в течение 1975 г. состоялись запуски трех ИСЗ «Молния-1», четырех ИСЗ «Молния-2» и трех ИСЗ «Молния-3».

«Радуга». 22 декабря осуществлен запуск нового спутника связи «Радуга». На его борту установлена многоствольная ретрансляционная аппаратура связи и телевидения, предназначенная для обеспечения в сантиметровом диапазоне волн непрерывной круглосуточной телефонно-телеграфной радиосвязи и одновременной передачи цветных и черно-белых программ Центрального телевидения СССР на сеть станций «Орбита». Кроме этого, имеются: трехосная система точной ориентации на Землю; система энергоснабжения с независимым наведением и слежением солнечных батарей за Солнцем; система коррекции на орбите; система терморегулирования; радиотелеметрическая система для передачи на Землю данных о работе бортовых систем; радиосистема для точного измерения параметров орбиты и управления спутником. «Радуга» имеет международный регистрационный индекс «Стационар-1».

«Метеор» . В 1975 г. были выведены на орбиту три спутника системы «Метеор» со штатной аппаратурой и усовершенствованный ИСЗ «Метеор-2», на борту которого были установлены: экспериментальная оптико-механическая сканирующая телевизионная аппаратура, работающая в видимом участке спектра, для получения изображений облачности и подстилающей поверхности; экспериментальная оптико-механическая сканирующая телевизионная аппаратура, работающая в инфракрасном участке спектра; комплекс радиометрической аппаратуры, предназначенной для непрерывных наблюдений за потоками проникающих излучений в околоземном космическом пространстве. Кроме этого, на спутнике размещены: точная электромеханическая трехосная система ориентации спутника на Землю; система энергоснабжения с независимым наведением и слежением солнечных батарей за Солнцем; радиотелеметрическая система; радиосистема для точного измерения параметров орбиты и радиокомплекс для передачи на Землю научной информации. Информация, получаемая с помощью метеорологических ИСЗ, использовалась в оперативной деятельности службы погоды.

С июля осуществлялся экспериментальный прием телевизионной информации с ИСЗ «Метеор-2» в режиме непосредственной передачи.

АМС «Венера» . 8 и 14 июня к планете Венера были запущены АМС «Венера-9» и «Венера-10». 22 и 25 октября СА станций совершили мягкую посадку на освещенной стороне планеты и впервые в истории передали на Землю телевизионные изображения поверхности Венеры, а сами станции стали ее первыми искусственными спутниками.

«Венера-9» и «Венера-10» (рис. 6) являются станциями нового типа. Они аналогичны по конструкции и оборудованию и включают в себя собственно станцию и спускаемый аппарат (СА). Вес станций (после вывода их на траекторию перелета к Венере) — 4936 кг и 5033 кг, вес каждого СА с теплозащитным корпусом (после отделения от станции) — 1560 кг.

Основным силовым элементом станции является блок баков, имеющий форму цилиндра с двумя выпуклыми днищами. На нижнем днище закреплен двигатель и выполненный в форме тора приборный отсек (ПО). В верхней части размещен переходник, являющийся опорой для СА. На блоке баков установлена остронаправленная параболическая и две малонаправленные антенны, а также две панели солнечной батареи. На ферме крепления солнечной батареи размещены радиаторы системы терморегулирования и третья малонаправленная антенна. На панелях установлены две спиральные антенны для приема информации с СА, штанга магнитометра и газореактивные микродвигатели системы ориентации. В ПО расположены приборы систем автономного управления, ориентации, радиокомплекса, энергопитандя и электроавтоматики, терморегулирования. Снаружи ПО находится научная аппаратура и оптико-электронные приборы системы ориентации.

Система автономного управления формирует управляющие сигналы для стабилизации станции на участках работы двигательной установки, для совершения ею программных разворотов и управления двигательной установкой на всех этапах полета. В состав системы входят гиростабилизированная платформа, бортовая цифровая вычислительная машина, усилительно-преобразовательные устройства и ряд приборов.

Задачей системы ориентации является установление и сохранение во время полета заданных положений станции относительно системы координат, определенной выбранными ориентирами — Солнцем, звездой или Землей. В состав системы входят оптико-электронные приборы ориентации на Солнце, звезду и Землю, логический блок, исполнительные органы, ряд приборов. В качестве основных режимов ориентации применяются постоянная солнечная ориентация (ПСО) и постоянная солнечно-звездная ориентация (ПСЗО). При полете в режиме ПСО станция находится в таком положении, при котором панели ее солнечной батареи и радиатор-нагреватель системы терморегулирования ориентированы на Солнце, а радиатор-охладитель — в противоположную сторону. При этом диаграммы направленности малонаправленных антенн бортового радиокомплекса, работающих в дециметровом диапазоне длин волн, направлены на Землю. На расстоянии — 60 млн. км от Земли станция переводится в режим ПСЗО. В этом режиме бортовые передатчики переключаются с малонаправленной антенны на остронаправленную параболическую антенну, работающую в дециметровом и сантиметровом диапазонах длин волн.

Радиотехнический комплекс совместно с аппаратурой наземных командно-измерительных пунктов обеспечивает передачу на станцию необходимых радиокоманд, траекторные измерения параметров движения станции, получение на Земле телеметрической служебной и научной информации в режимах непосредственной передачи и воспроизведения с запоминающего устройства, прием информации с СА и ретрансляцию ее на Землю. В состав комплекса входят антенно-фидерное устройство, приемники и передатчики дециметрового диапазона, передатчики сантиметрового диапазона, средства автоматики, телеметрические приборы и радиоретрансляционная аппаратура метрового диапазона радиоволн. Передача информации с СА на станцию осуществляется по двум независимым радиоканалам на различных частотах метрового диапазона. Система энергопитания станции включает солнечную батарею и химический аккумулятор. Система терморегулирования состоит из многослойной экранно-вакуумной теплоизоляции, покрытий, имеющих требуемые оптические коэффициенты, термических сопротивлений и контуров нагревания и охлаждения с радиаторами, в которых с помощью вентиляторов циркулирует газ ПО.

Двигательная установка (ДУ) многократного запуска применяется для сообщения станции необходимой скорости на участках коррекции траектории полета к Венере, увода с этой траектории и торможения станции для перевода ее на орбиту искусственного спутника Венеры. Она включает в себя жидкостный ракетный двигатель, системы подачи компонентов топлива в двигатель и наддува топливных баков, а также систему командного давления, применяемую для управления ДУ.

В качестве основы для проектирования станций «Венера-9» и «Венера-10» была принята схема аппаратов, успешно осуществивших полет к Марсу в 1973 г. Особенности полета к Венере потребовали введения ряда изменений в конструкцию и бортовую аппаратуру. Близость Венеры к Солнцу сказалась, например, на конструкции и размещении солнечной батареи. Ее площадь существенно уменьшилась по сравнению с батареей станции «Марс». Изменилась и система терморегулирования. Остронаправленная антенна расположена по-иному и по размеру она стала меньше, так как Венера ближе к Земле, чем Марс. Изменилась конструкция и характеристики малонаправленных антенн, повысилась их эффективность. Полет к Венере вызвал иное размещение оптико-электронных приборов системы ориентации, изменился состав бортового оборудования, модифицирован ряд приборов и т. д.

Важнейшие задачи экспедиции к Венере в 1975 г. состояли в получении телевизионных панорам, в изучении характеристик поверхности планеты в месте посадки спускаемых аппаратов, в исследованиях облачного слоя атмосферы Венеры. В связи с этим был разработан новый СА станций «Венера» (рис. 7).

Теплозащитный многослойный корпус сферической формы диаметром 2,4 м, внутри которого находится собственно СА, защищает аппарат от высокой температуры ударной волны на первом участке снижения и обеспечивает раскрытие парашютной системы на больших высотах. Большой размер теплозащитного корпуса позволил установить вне СА научную аппаратуру для изучения облачного слоя и применить надежное амортизирующее посадочное устройство, которое обеспечивает новым аппаратам ориентируемую мягкую посадку при соударении с грунтами различных свойств.

Основным силовым элементом СА является прочный корпус сферической формы, рассчитанный на работу при наружном давлении выше 100 атм, покрытый с внешней и внутренней сторон теплоизоляцией. К верхней части корпуса СА крепится жесткое аэродинамическое тормозное устройство — щиток. Он применен взамен парашюта, который при посадке мог накрыть иллюминатор телефотометра. При спуске после отстрела основного парашюта скорость снижения аппарата сначала увеличивается за счет малой площади щитка, а затем из-за увеличения давления у поверхности планеты уменьшается. На этом участке движения вертикальное положение СА обеспечивается аэродинамическим тормозным устройством. Над щитком размещен цилиндрический контейнер с двумя отсеками. В одном из них находится научная аппаратура, работающая в облачном слое, в другом — парашютная система. На внешней стороне цилиндра расположена выполненная в виде спирали широкодиапазонная антенна метрового диапазона, через которую осуществляется передача информации на всех этапах работы СА. В нижней части корпуса с помощью переходной фермы крепится посадочное устройство, представляющее собой тонкостенную оболочку тороидальной формы. В момент посадки оболочка деформируется и поглощает при этом энергию соударения. Атмосферный газ, проникший во время снижения в полость оболочки, выходит через отверстия, уменьшая тем самым подскок СА. Внутри СА на специальной раме, закрепленной на нижнем полушарии корпуса, установлены приборы радиокомплекса с телеметрией, оптико-механическое телевизионное устройство, аккумулятор, элементы автоматики, средства терморегулирования, ряд научных приборов и т. п.

АМС «Венера-9» и «Венера-10» были выведены на траекторию полета к планете Венера с околоземной круговой орбиты высотой ~170 км. В расчетной точке орбиты двигатель разгонного блока сообщал станции импульс скорости ~3 км/сек. Для обеспечения необходимого угла входа СА в атмосферу Венеры, а также с целью обеспечения такой подлетной траектории и орбиты искусственного спутника планеты, при которых гарантируется надежная связь при передаче информации с СА, 16 июня и 15 октября для станции «Венера-9» и 21 июня и 18 октября для станции «Венера-10» были проведены коррекции траектории движения. За двое суток до подлета к планете происходило отделение СА от станции, после чего она с помощью двигательной установки сначала переводилась с попадающей траектории на пролетную, а затем — на орбиту искусственного спутника Венеры (ИСВ). Вскоре после выхода на орбиту ИСВ входил в зону связи с СА, который к тому времени начинал торможение в атмосфере и передачу научной информации. Требуемая длительность сеанса связи обеспечивалась выбранным направлением облета станцией Венеры — к началу сеанса ИСВ появлялся в зоне связи со стороны, противоположной той, с которой прилетел СА.

Схема спуска посадочного аппарата станций «Венера-9» и «Венера-10».

СА станций «Венера-9» и «Венера-10» вошли в атмосферу планеты соответственно 22 и 25 октября, в 6 час 58 мин и в 7 час, под углом к местному горизонту —20,5° и —22,5°. После аэродинамического торможения в атмосфере на высоте ~65 км произошел отстрел крышки парашютного отсека с одновременным вводом в действие вытяжного парашюта и парашюта увода верхней части теплозащитного корпуса СА. Скорость спуска снизилась с 250 м/сек до 150 м/сек. Затем раскрылся тормозной парашют, включился радиокомплекс и началась передача на Землю научной и служебной информации путем ретрансляции через ИСВ. Через 4 сек была сброшена нижняя полусфера теплозащитного корпуса. Тормозной парашют функционировал 15 сек и, уменьшив скорость снижения аппарата до 50 м/сек, в облачном слое на высоте ~62 км ввел в действие основной трехкупольный парашют общей площадью 180 м². СА прошел облачный слой за ~ 20 мин, после чего основной парашют был отделен и дальнейшее уменьшение скорости до значения ~7 м/сек происходило с помощью тормозного щитка.

СА станций «Венера-9» и «Венера-10» совершили мягкую посадку на освещенной Солнцем, но невидимой с Земли стороне Венеры соответственно 22 и 25 октября в 8 час 13 мин 07 сек и в 8 час 13 мин 06 сек. Расстояние между точками посадки составляет ~2200 км.

Передача телевизионной панорамы началась через ~2 мин после посадки и продолжалась в течение всего времени работы СА на поверхности планеты. По радиолинии периодически передавались данные от научной аппаратуры и служебная информация о состоянии и условиях работы приборов и узлов. Информация с СА «Венера-9» поступала в течение 53 мин, а с СА «Венера-10» — в течение 65 мин. В момент прекращения связи температура внутри аппаратов не превышала 60 °С, и бортовая аппаратура продолжала функционирование.

На обоих СА были установлены следующие научные приборы: 1) панорамный телефотометр для изучения оптических свойств и получения изображения поверхности в месте посадки; 2) фотометр для измерения световых потоков в пяти спектральных интервалах в диапазоне длин волн от 0,5 до 1,0 мкм; 3) фотометр для измерения яркости атмосферы в трех спектральных интервалах ок. 0,8 мкм] 4) нефелометр, предназначенный для измерения рассеивающей способности атмосферы; 5) датчики давления и температуры; 6) датчики перегрузки для измерения ускорений, возникающих на участке аэродинамического торможения; 7) масс-спектрометр для измерения химического состава атмосферы; 8) анемометр для определения скорости ветра на поверхности планеты; 9) гамма-спектрометр для определения содержания естественных радиоактивных элементов в поверхностном слое Венеры; 10) радиационный плотнометр для определения плотности грунта в поверхностном слое.

Все приборы работали в соответствии с программой. Ниже приведены некоторые результаты обработки полученной информации.

Фотометр для измерения световых потоков был включен на высоте около 65 км и функционировал в течение всего спуска и на поверхности до окончания работы СА. По предварительным данным, ослабление света в облачном слое над районом посадки СА незначительно и происходит в основном на высотах выше 50 км. Основное снижение световых потоков происходит за счет релеевского рассеяния в плотных слоях атмосферы. Как показали измерения, освещенность на поверхности Венеры около 10 000 люкс, что эквивалентно освещенности на поверхности Земли в средних широтах в полдень, если небо закрыто сплошными облаками. Фотометр для измерения яркости атмосферы работал от высоты 63 до 34 км. Полученные данные свидетельствуют, что на высотах 35—40 км водяного пара в ~1000 раз меньше, чем углекислого газа. Оптические свойства атмосферы исследовались также с помощью нефелометра. Совместный анализ результатов измерений, проведенных фотометрической и нефелометрической аппаратурой, показал, что облака в атмосфере Венеры простираются на большую глубину и, вероятно, образуют несколько слоев. Основной облачный слой, имеющий конденсационное происхождение, находится выше 49 км. Сами облака довольно прозрачные, существенно менее плотные, чем земные. По-видимому, в атмосфере присутствуют рассеивающие частицы различного химического состава.

По данным о допплеровском смещении частоты передаваемого с СА радиосигнала определялась скорость ветра на разных высотах. Структура атмосферных течений на участках снижения обоих СА очень сходна и подтверждает структуру, найденную по измерениям радиосигналов СА «Венера-8». По данным СА «Венера-9», местная скорость ветра на поверхности составляет 0,4—0,7 м/сек, по данным СА «Венера-10»,— 0,8— 1,3 м/сек. Измерения давления и температуры атмосферы подтвердили зависимость этих характеристик от высоты, установленную во время предшествующих полетов АМС «Венера». В местах посадки СА температура и давление у поверхности составили 460°С и 90 атм. На рис. 8, 9 приведены изображения поверхности планеты Венера в местах посадки СА станций «Венера-9» и «Венера-10». Они получены с помощью оптико-механических панорамных телекамер с угловым разрешением ~1/3 градуса. Их оптическое устройство помещается на высоте 1 м от поверхности. На панорамах видна в разной степени разрушенная каменистая поверхность. Тени на деталях поверхности везде направлены в сторону СА, что указывает на освещенность рассеянным светом. Видна линия горизонта, а над ней светлое небо Венеры. СА «Венера-9» совершил посадку на склоне значительной крутизны (~30°). На панораме (см. рис. 8) виден развал камней с преобладающими размерами в несколько десятков сантиметров, а в промежутках между камнями — грунт. Многие камни имеют остроугольные очертания. Основной особенностью участка посадки СА «Венера-10» является общая сглаженность рельефа. На панораме (см. рис. 9) видно несколько каменных глыб, слабо возвышающихся над более темной поверхностью относительно мелкозернистого грунта, в общем похожего на грунт вблизи СА «Венера-9». По-видимому, СА «Венера-10» совершил посадку на поверхность типа равнины или плоскогорья. Анализ гамма-излучения венерианских пород позволил установить содержание в них естественных радиоактивных элементов: калия — 0,3%, тория — 0,0002%, урана — 0,0001%. Это соответствует наиболее широко распространенным изверженным породам земной коры — базальтовым породам. Измеренная величина плотности породы Венеры в месте посадки СА «Венера-10» составляет 2,8 ± 0,1 г/см³. На искусственных спутниках «Венера-9» и «Венера-10» была установлена следующая научная аппаратура, предназначенная для изучения облачного слоя, верхней атмосферы и взаимодействия солнечного ветра с планетой: 1) панорамная телевизионная камера для получения изображений облачного слоя; 2) инфракрасный спектрометр — измерение интенсивности полос поглощения атмосферных газов и отражательной способности облачного слоя; 3) инфракрасный радиометр — измерение температуры облачного слоя; 4) фотометр — измерение яркости облачного слоя в ультрафиолетовых лучах (длина волны 3500 Ằ); 5) фотополяриметр — измерение яркости и поляризации солнечного излучения, отраженного облачным слоем в области спектра от 4000 до 8000Ằ; 6) спектрометр на область 2400—7000Ằ— исследование структуры надоблачной атмосферы; 7) фотометр для измерения интенсивности солнечного излучения, рассеянного атомами водорода во внешних слоях атмосферы Венеры; 8) спектрометр для изучения спектра свечения атмосферы Венеры в области длин волн от 3000 до 8000Ằ; 9) аппаратура для экспериментов по радиопросвечиванию атмосферы; 10) магнитометр; 11) плазменный электростатический спектрометр; 12) ловушки заряженных частиц. На ИСВ установлены также приборы для исследования солнечных космических лучей.

Предварительный анализ части информации показал следующее. Верхняя граница облачного слоя расположена на высоте около 63—68 км, причем есть основания считать, что на ночной стороне граница облаков лежит на высоте 63—64 км, а на дневной — на 65—68 км. Измеренная яркостная температура облачного слоя находится в пределах 233 — 235°К. На ночной стороне температура близка к 244°К, т. е. на — 10°выше, чем на дневной стороне планеты. Яркость в ультрафиолетовых лучах меняется по диску в пределах 20%, иногда — одновременно с изменениями температуры.

Неоднократная регистрация свечения ночного неба показала, что его спектр резко отличается от спектра свечения ночного неба Земли.

Существование на орбитах спутников двух станций дало возможность впервые осуществить двухчастотное радиопросвечивание атмосферы Венеры с одновременным приемом сигналов от двух космических аппаратов. При этом сигналы заходящей за планету станции осуществляли радиопросвечивание атмосферы, а сигналы незаходящей станции позволяли учесть влияние трассы связи на результаты измерений от первой станции. Проведение измерений позволило установить неизвестный ранее факт значительной изменчивости параметров ночной ионосферы Венеры. Профили электронной концентрации, полученные с интервалом в 1—2 дня, могут отличаться не только значениями концентрации электронов в максимуме, но и формой распределения. В некоторых случаях распределение имеет один максимум, в других — два, не всегда равных по величине. Концентрация в главном максимуме меняется от 5·10³см^-3 до 1,8·10⁴см^-3, толщина слоя от 7—10 км до 50—60 км. Распределение электронной концентрации в дневной ионосфере Венеры имеет главный максимум с концентрацией 5·10⁵ см^-3, а также несколько дополнительных, лежащих выше основного.

Измерения с ИСВ дали возможность определить положение фронта околопланетной ударной волны и оценить его толщину с существенно большим пространственным разрешением, чем в прежних экспериментах. Положение фронта хорошо согласуется с ранее полученными результатами. Такая стабильность положения фронта околопланетной ударной волны, по-видимому, характерна для создающего ударную волну препятствия немагнитной природы (ионосферой). Толщина фронта равна нескольким десяткам километров.

¹Apollo — Soyuz Test Program — экспериментальная программа «Аполлон — Союз».

Задачи программы ASTP, этапы подготовки, содержание, выполнение и результаты совместных советско-американских экспериментов, а также программа и ход полета корабля «Аполлон» до расстыковки с кораблем «Союз-19» описаны на с. 517—23. Ниже приводятся сведения о модификации корабля «Аполлон», выделенного для полета по программе ASTP, конструкции стыковочного модуля, автономных экспериментах на этом корабле, а также его автономном полете после расстыковки с кораблем «Союз-19».

Модификация корабля «Аполлон» в первую очередь предусматривала: 1) увеличение бортового запаса топлива для вспомогательных двигателей, которые должны были обеспечить ориентацию корабля «Аполлон», коррекции орбиты, сближение и причаливание к кораблю «Союз-19», ориентацию состыкованных кораблей, а также сход с орбиты, если откажет маршевый двигатель; 2) установку дополнительных нагревателей и теплоизоляции, чтобы корабль «Аполлон», состыкованный с кораблем «Союз-19», мог дольше сохранять постоянную ориентацию относительно Солнца, необходимую для эффективной работы солнечных батарей «Союза-19»; 3) использование связного оборудования метрового диапазона, работающего на стандартных частотах, принятых в СССР; 4) установку телевизионной камеры и записывающих устройств для регистрации совместных операций американских и советских космонавтов; 5) использование оборудования для передачи телевидения и для связи с наземными станциями через спутник ATS-6 (см. с. 535), что позволило повысить общую длительность сеансов с кораблем «Аполлон» с 17% до 50% всего времени полета.

Чтобы обеспечить возможность перехода космонавтов из одного корабля в другой при различных составе и давлении искусственных атмосфер и разместить оборудование для проведения ряда совместных и автономных экспериментов, американской стороной был создан стыковочный модуль, который был запущен вместе с кораблем «Аполлон» той же ракетой-носителем. При старте модуль размещался внутри переходника, соединяющего ракету и корабль, где при полетах на Луну находился лунный отсек. После выхода на орбиту было произведено перестроение отсеков, и корабль «Аполлон» пристыковался к модулю. Длина цилиндрического стыковочного модуля (рис. 1) ~ 3м, диаметр ~ 1,5 м, внутренний объем 3,65 м³. На одном его торце предусмотрен приемный конус (как на лунном отсеке) для пристыковки корабля «Аполлон», на другом конце — АПАС (см. с. 520) для пристыковки корабля «Союз-19». Внутри модуля оборудованы пульты управления служебными системами и средствами для проведения экспериментов. На корпусе смонтированы четыре баллона со сжатым (63 кг/см²) азотом и кислородом для создания в модуле, служащем переходной шлюзовой камерой, искусственной атмосферы с заданными параметрами.

Полет корабля «Аполлон» по программе ASTP использовался американскими учеными для проведения большого числа автономных экспериментов, поскольку это был единственный орбитальный полет пилотируемого космического объекта США, запланированный между 1974 и 1979 гг. В числе автономных экспериментов были медико-биологические, астрономические, геофизические и технологические, а также эксперименты по исследованию природных ресурсов Земли. Медико-биологические эксперименты предусматривали регистрацию фосфенов («вспышки», видимые с закрытыми глазами), исследование влияния невесомости на функционирование лимфоцитов и лейкоцитов, изучение воздействия космического излучения на биологические объекты (эксперимент подготовлен в ФРГ), наблюдения появления молоди рыб из икры и ориентации рыб в условиях невесомости. Астрономические эксперименты включали картирование источников мягкого рентгеновского излучения, регистрацию излучения в дальней УФ области спектра, определение характеристик свечения гелия, а также исследование космического излучения путем измерения наведенной радиоактивности внутри корабля. Геофизические эксперименты предусматривали определение аномалий гравитационного поля Земли по возмущениям орбиты корабля «Аполлон» и отделившегося стыковочного модуля, а также определение концентрации аэрозолей в стратосфере. В число технологических экспериментов, проводимых в невесомости, входили электрофорез, выращивание монокристаллов, изучение конвекции, смешиваемости различных материалов, затвердевания сплавов и пр. В этих экспериментах использовалась электрическая печь на борту стыковочного модуля (рис. 2). Исследования природных ресурсов предусматривали наблюдения и фотосъемку Земли, в частности для изучения крупных сбросов, растительного покрова и стоков вод, гидрологических исследований бассейнов рек и снежного покрова (в Индии и других странах), изучения поднятий океанского дна, их биологии и роли в образовании течений, наблюдений метеорологических явлений в тропической зоне, таких как торнадо, фронтальные волны, локальные атмосферные возмущения и пр. Автономные эксперименты осуществлялись астронавтами корабля «Аполлон» Томасом Стаффордом, Дональдом Слейтоном и Вэнсом Брандом в основном после расстыковки с кораблем «Союз-19» (19 июля) и до посадки «Аполлона» (25 июля). График работы в этот период был намеренно сделан очень напряженным (рабочий день 16—17 час). Исследования природных ресурсов проводились успешно, в частности удалось сфотографировать так называемый «красный прилив» (нашествие микроорганизмов, отравляющих рыбу). Объем технологических экспериментов с использованием электрической печи пришлось сократить из-за трудностей обеспечения расчетных тепловых режимов. В ходе астрономических наблюдений в нашей галактике был обнаружен источник с доминирующим излучением в дальней ультрафиолетовой области спектра. Это считают очень важным открытием, поскольку некоторые ученые вообще сомневались в существовании таких источников, а многие считали невозможным их обнаружение из-за поглощения излучения межзвездным газом.

23 июля было произведено отделение стыковочного модуля, 24 июля — торможение корабля «Аполлон» для обеспечения схода с орбиты и 25 июля — приводнение в Тихом океане, в ~ 450 км к С.-В. от Гонолулу. Полет корабля «Аполлон» по программе ASTP длился 9 сут 1 час 28 мин.

Рис. 1. Стыковочный модуль корабля «Аполлон»: 1— кожух, закрывающий баллоны; 2— баллон со сжатым азотом; 3— оборудование внутрикорабельной связи; 4— баллон со сжатым кислородом; 5— блок для подключения советского связного оборудования; 6— туннель-лаз, соединяющий модуль с кораблем «Аполлон»; 7— телевизионная камера; 8— поручень; 9— органы управления и отображения; 10— туннель-лаз, соединяющий модуль с кораблем «Союз». Рис. 2. Размещение оборудования для проведения совместных и автономных экспериментов на борту корабля «Аполлон» и стыковочного модуля: 1— картирование астрономических объектов, излучающих в дальней ультрафиолетовой области спектра; 2— исследование свечения гелия; 3— картирование объектов — источников мягкого рентгеновского излучения; 4— электрофорез; 5— выращивание монокристаллов; 6— пеналы с образцами для нагрева в электропечи; 7— измерение наведенной радиоактивности; 8— регистрация фосфенов; 9— универсальная электрическая печь; 10— «Ультрафиолетовое поглощение» (совместный эксперимент); 11—исследование воздействия космического излучения на биологические объекты; 12—«Зонообразующие грибки» (совместный эксперимент); 13—«Микробный обмен» (совместный эксперимент); 14— электрофорез; 15— радиооборудование для траекторных измерений с целью регистрации аномалий гравитационного поля Земли. Рис. 3. Спутник «Эксплорер-53»: 1— пропорциональные счетчики с широким полем зрения; 2— звездные датчики; 3— детектор мягкого рентгеновского излучения; 4— панель с солнечными элементами; 5— антенна; 6— пропорциональные счетчики с узким полем зрения. Рис. 4. Спутник OSO-8: 1— американский УФ спектрометр; 2— французский УФ спектрометр; 3— плоская секция; 4— цилиндрическая секция. Рис. 5. Спутник «Геос-3»: 1 — штанга гравитационной системы ориентации и стабилизации с демпфером либрации на конце; 2— уголковые лазерные отражатели; 3—передатчик; 4— доплеровская радиосистема; 5— антенна радиолокационного высотомера. Рис. 6. Спутник «Нимбус-6»: 1—радиосистема, обеспечивающая связь со спутником ATS-6; 2—зонд ESMR; 3— радиометр THIR; 4— зонд HIRS; 5— радиосистема TWERLE; 6—радиометр PMR; 7— прибор ERB; 8— спектрометр SMS; 9— радиометр LRIE. Рис. 7. Спутник «Сатком-1»: 1— ретрансляционные антенны с горизонтальной поляризацией; 2— всенаправленная командно-телеметрическая антенна; 3— ретрансляционные антенны с вертикальной поляризацией; 4— панель с солнечными элементами; 5— микродвигатели; 6— бачки с гидразином; 7— маховик; 8— зеркала системы терморегулирования; 9 — сопло бортового РДТТ. Рис. 8. Спутник «Старлет». Рис. 9. Спутник «Кастор». Рис. 10. Спутник «Поллукс». Рис. 11. Спутник SRET-2 (МАС-2). Рис. 12. Спутник «Ариабата-1». Рис. 13. Спутник COS-B: 1— счетчик антисовпадений; 2— солнечные элементы; 3— искровая камера; 4— комплект детекторов; 5— баллон со сжатым азотом; 6— калориметр; 7— микродвигатель для ориентации оси вращения; 8— антенна; 9— микродвигатель для регулирования скорости вращения спутника. Рис. 14. Спутник INTELSAT-4A: 1—биконическая антенна командно-телеметрической системы; 2—приемная антенна ретрансляционной системы; з— передающая антенна ретрансляционной системы; 4— рупорные антенны командно-телеметрической системы; 5— солнечные элементы на стенке корпуса; 6 — бортовой РДТТ. Рис. 15. Станция «Викинг»: 1—корректирующе-тормозная двигательная установка; 2—бак с топливом для установки 1; 3—остронаправленная антенна; 4— посадочный блок в кожухе для биологической изоляции; 5— солнечный датчик; 6— всенаправленная антенна. Рис. 16. Посадочный блок станции «Викинг»: 1—остронаправленная антенна для непосредственной связи с Землей; 2— приемное устройство газового хроматографа/масс-спектрометра; 3 — фототелевизионная установка; 4 — метеорологические приборы; 5— опора шасси; 6— приемное устройство установки для поиска жизни; 7— грунтозаборник на штанге; 8— скребок с магнитами; 9— многосопельный верньерный ТРД; 10— приемное устройство рентгеновского флуоресцентного спектрометра; 11 — топливный бак верньерных ЖРД; 12 — ЖРД ориентации; 13 — радиоизотопная энергетическая установка (под кожухом); 14— антенна для связи с орбитальным блоком.

В 1975 г. выведены на орбиты 39 ИСЗ зарубежных стран, в т. ч. 23 американских (три серии «Эксплорер», один OSO, один «Геос», один SMS, один GOES, один «Нимбус», один DMS, один «Лэндсат», один «Сатком», два DSCS-2 и десять секретных ИСЗ ВВС США), пять французских (один «Старлет», один «Кастор», один «Поллукс», один «Аура» и один SRET-2), один франко-западногерманский («Симфония-2»), один канадский («Аник-3»), один индийский («Ариабата-1»), два японских («Тайё» и «Кику»), три китайских секретных ИСЗ «Чайна», один ИСЗ западноевропейской организации ESA (COS-B) и два международного консорциума ITSO(INTELSAT-4H и INTELSAT-4A-A). ИСЗ SRET-2 и «Ариабата-1» запущены советскими, французские (кроме SRET-2), японские и китайские ИСЗ — отечественными, остальные ИСЗ — американскими ракетами-носителями. В 1975 г. продолжали функционировать некоторые ИСЗ зарубежных стран, запущенные в 1974 г. и в предыдущие годы. В частности, ряд интересных экспериментов проводился с использованием ИСЗ ATS-6.

«Эксплорер-53» (табл., №9). Очередной американский исследовательский ИСЗ типа SAS (SAS-C), предназначенный для регистрации рентгеновского излучения с энергией 0,2 — 50 кэв. Этот ИСЗ (рис.3) включает в себя стандартный блок служебной аппаратуры спутников SAS (см. Ежегодник БСЭ 1971 г., с. 507: спутник «Эксплорер-42» или SAS-A), а также специальный блок научной аппаратуры, состоящий из 18 пропорциональных рентгеновских счетчиков с узким (2°) и широким (60°) полем зрения и детектора мягкого рентгеновского излучения. ИСЗ «Эксплорер-53» (SAS-C) предназначен для продолжения и расширения наблюдений ИСЗ «Эксплорер-42» (SAS-A), благодаря которому число идентифицированных источников рентгеновского излучения удалось увеличить с 36 почти до 200 и получить доказательство существования теоретически предсказанной черной дыры в двойной системе Х-1 в созвездии Лебедя. На ИСЗ «Эксплорер-53» периодически возникают сбои демпфера нутации, однако, несмотря на это, спутник передает запланированную научную информацию.

«Эксплорер-54» (табл., № 29). Второй американский ИСЗ серии АЕ «второго поколения» для комплексных исследований верхних слоев атмосферы. Масса спутника 680 кг, в т. ч. научные приборы 95 кг. По конструкции, служебному и научному оборудованию ИСЗ «Эксплорер-54» (AE-D) почти полностью аналогичен ИСЗ «Эксплорер-51» (АЕ-С, см. Ежегодник БСЭ 1974 г., с. 526, 527). Основным отличием является дополнительный прибор — фотометр для измерения содержания в атмосфере окислов азота, что важно, в частности, в связи с их влиянием на озоновый слой, защищающий Землю от вредного УФ излучения Солнца. Другое отличие — емкость с неоном, который выпускается в атмосферу и имитирует истекающую струю ракетных двигателей для исследования ее возможного влияния на физико-химические процессы в термосфере. ИСЗ «Эксплорер-54», как и ИСЗ «Эксплорер-51», снабжен бортовой двигательной установкой, которая позволяет регулировать высоту перигея орбиты в диапазоне 130—190°, а также производить кратковременное зондирование верхней атмосферы на высотах до 115 км, ранее недоступных для спутников вследствие значительного аэродинамического торможения.

«Эксплорер-55» (табл., № 33). Третий и последний американский ИСЗ серии АЕ «второго поколения» для комплексных исследований верхних слоев атмосферы. Масса спутника 720 кг, в т. ч. научные приборы 107 кг. «Эксплорер-55» (АЕ-Е) в основном аналогичен ИСЗ «Эксплорер-51» (АЕ-С, см. Ежегодник БСЭ 1974 г., с. 526, 527) и «Эксплорер-54» (AE-D). Основным отличием является дополнительный спектрофотометр обратного рассеивания BUVS, как на экспериментальном метеорологическом спутнике «Нимбус-4» (см. Ежегодник БСЭ 1971 г., с. 506). Прибор служит для изучения распределения озона в атмосфере. С его помощью и с привлечением другой информации надеются установить, действительно ли происходит опасное истощение озонового слоя, а если происходит, то вследствие естественных причин или как результат деятельности человека.

OSO-8 (табл., № 22). Последний американский спутник-обсерватория серии OSO для исследования Солнца (о предыдущем спутнике этой серии OSO-7 см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 520, 521). Первый из них был запущен в 1962 г., так что исследованиями с помощью этих спутников охвачен весь 11-летний солнечный цикл. Спутник OSO-8 запущен незадолго до минимума этого цикла и предназначен для исследования спокойного Солнца, когда в условиях минимальной активности можно наблюдать в виде изолированных явлений солнечные пятна, флоккулы, волокна, корональные дыры и другие образования,, Для каждого образования изучается распределение температуры и плотности активных структур, а также прослеживается их эволюция. Одной из основных задач спутника является уяснение механизма переноса энергии с поверхности Солнца через хромосферу в корону.

Спутник OSO-8 существенно более сложен по составу служебного оборудования и полезной нагрузки, чем предыдущие ИСЗ серии OSO. Масса спутника OSO-8 (рис. 4) 1084 кг. Как и предыдущие ИСЗ этой серии, он состоит из цилиндрической вращающейся секции (высота 0,72 м, диаметр 1,52 м) и плоской секции (2,35x2,10 м). Последняя снабжена системой противовращения и сохраняет постоянную ориентацию относительно Солнца. Вращение (6 об/мин) цилиндрической секции обеспечивает стабилизацию спутника на орбите, система ориентации плоской секции обеспечивает направленность установленных на ней ультрафиолетовых спектрометров на определенные участки Солнца с точностью ~1", что соответствует 750 км по краю Солнца. Один спектрометр (рабочий диапазон 1050—2300Ằ, угловое разрешение 5") изготовлен американскими, второй (1025—3968Ằ; 1") — французскими учеными. Оба снабжены телескопами системы Кассегрена с первичным зеркалом диаметром 0,15 м. На вращающейся секции спутника установлены пять приборов для регистрации рентгеновского излучения в диапазоне энергий 2 — 5000 кэв и прибор для регистрации внесолнечного ультрафиолетового излучения в диапазоне длин волн 150—1230Ằ при угловом разрешении 9°. Спутник OSO-8 рассчитан на функционирование не менее года.

«Геос-3» (табл., № 6). Третий американский геодезический ИСЗ «Геос». Он существенно более сложен по составу служебного оборудования и полезной нагрузки, чем ИСЗ «Геос-1» («Эксплорер-29», см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 498) и «Геос-2» («Эксплорер-36», см. Ежегодник БСЭ 1969 г., с. 499, 500). Масса спутника «Геос-3» (рис. 5) 340 кг. Он снабжен гравитационной системой ориентации и стабилизации, использующей штангу длиной 7 м. Электропитание обеспечивают солнечные элементы. В числе установленных на спутнике приборов для геодезических измерений: радиолокационный высотомер с параболической антенной диаметром 0,66 м; уголковые лазерные отражатели для траекторных измерений; доплеровская радиосистема, работающая на двух когерентных частотах, для точных измерений радиальной скорости спутника; приемоответчик для траекторных измерений с использованием в качестве ретранслятора спутника ATS-6 (см. с. 535).

Радиолокационный высотомер, согласно расчетам, способен обеспечить определение расстояния от спутника до океанской поверхности с точностью до 0,2 м, абсолютную высоту поверхности от центра масс Земли с точностью до 5 м и относительную высоту с точностью до 1—2 м. Спутник рассчитан на функционирование не менее года.

SMS-2 (табл., № 3). Второй экспериментальный метеорологический ИСЗ, выведенный на стационарную орбиту. Спутник SMS-2 (SMS-B) полностью аналогичен спутнику SMS-1 (SMS-A, см. Ежегодник БСЭ 1975 г., с. 553). Эти два спутника в 1975 г. находились на стационарной орбите, соответственно, над 115° з. д. и 75° з. д. с таким расчетом, чтобы они обеспечивали наблюдение восточной и западной частей США под достаточно большим углом. В 1976 г. положение спутников SMS-1 и SMS-2 на стационарной орбите было изменено, поскольку в систему метеоспутников включен третий ИСЗ — GOES-1.

GOES¹-1 (табл., № 32). Первый американский эксплуатационный метеорологический спутник на стационарной орбите. Спутник GOES-1 (SMS-C) полностью аналогичен ранее выведенным на стационарную орбиту экспериментальным спутникам SMS-1 (SMS-A, см. Ежегодник БСЭ 1975г., с. 553) и SMS-2 (SMS-B). ИСЗ GOES-1, SMS-1 и SMS-2 образуют систему спутников на стационарной орбите, обеспечивающих наблюдение метеорологических условий на территории США и в близлежащих областях. В 1976 г. первый из этих спутников был переведен над 75° з. д., второй — над 105° з. д. (резервный), третий — над 135° з. д.

¹Geostationary Operational Environmental Satellite — эксплуатационный стационарный спутник для исследования окружающей среды.

«Нимбус-6» (табл., № 20). Очередной американский экспериментальный метеорологический ИСЗ «Нимбус» («Нимбус F»). Масса спутника 871 кг. По конструкции и служебному оборудованию он аналогичен предыдущим ИСЗ серии «Нимбус» (см. Ежегодник БСЭ 1970 г., с. 501), однако из установленных на нем семи научных приборов (рис. 6) только радиометр ТHIR и микроволновой зонд ESMR использовались ранее (на спутнике «Нимбус-5», см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 531), а следующие пять применяются впервые: 1) прибор ERB для измерения регионального и глобального распределения тепловых потоков, что важно для долговременных метеорологических прогнозов и создания моделей климата; 2) инфракрасный радиационный зонд HIRS для определения вертикального профиля температуры и содержания водяных паров в облаках на высотах до 40 км; 3) сканирующий микроволновой спектрометр SMS для определения содержания водяных паров и вертикального температурного профиля облаков различного типа в подспутниковой зоне; 4) многоканальный инфракрасный радиометр LRIE для определения температуры стратосферы, распределения плотности озона и концентрации водяных паров; 5) радиометр PMR для определения температуры стратосферы.

На спутнике «Нимбус-6» установлены также две новые радиосистемы. Первая обеспечивает связь со спутником ATS-6 (см. с. 535) для изучения возможности использования спутника на стационарной орбите в системе передачи команд, приема телеметрии и траекторных измерений спутника на низкой орбите. Вторая радиосистема, получившая название TWERLE, служит для ретрансляции информации от автоматических станций («платформ»), расположенных на суше, полярном льду, океанологических буях и шарах-зондах. Помимо передачи информации система обеспечивает определение положения станций с точностью 2—5 км. Спутник «Нимбус-6» рассчитан на функционирование не менее года.

DMS (табл., № 16). Очередной метеорологический спутник Министерства обороны (ВВС) США. Описание см. в Ежегоднике БСЭ 1974 г., с. 527.

«Лэндсат-2» (ERTS-B, табл. № 1). Второй американский экспериментальный спутник для исследования природных ресурсов. Этот спутник полностью аналогичен спутнику «Лэндсат-1» (ERTS-A, ERTS-1, см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 530, 531). С помощью спутника «Лэндсат-2», а также спутника «Лэндсат-1», который еще годен к ограниченному использованию, ведутся работы в следующих областях: земледелие, лесное и пастбищное хозяйство, землепользование и картирование, геология и полезные ископаемые, пресноводные и морские ресурсы, метеорология, окружающая среда и пр. Станции для приема информации от этих спутников созданы в США, Канаде, Италии и Бразилии.

«Сатком-1» (табл., № 37). Первый ИСЗ для региональной коммерческой системы связи «Домсат», принадлежащей фирме RCA и предназначенной для обслуживания территории США, включая Аляску и Гавайские о-ва. ИСЗ выведен на стационарную орбиту над 119° з. д. Масса ИСЗ «Сатком-1» (рис. 7) 903 кг, габариты корпуса, имеющего форму прямоугольного параллелепипеда, 1,6 X 1,2 X 1,2 м. Солнечные элементы, размещенные на двух панелях и занимающие площадь 6,6 м², непосредственно после выхода спутника на орбиту должны вырабатывать мощность 770 вт, а в конце расчетного периода активного существования (8 лет) 550 вт. Три аккумуляторные никель-кадмиевые батареи емкостью по 12 а-час обеспечат бесперебойную работу всех ретрансляторов в период захода спутника в тень Земли. «Сатком-1» — первый ИСЗ коммерческой системы связи, имеющий трехосную ориентацию. Она обеспечивается маховиками, а также микродвигателями, работающими на гидразине. Последние используются и для коррекции стационарной орбиты. Система терморегулирования пассивная. Она использует, в частности, зеркала, излучающие тепло, но отражающие излучение Солнца в видимой области спектра.

Перевод спутника с переходной орбиты на стационарную обеспечивает бортовой РДТТ. На спутнике установлено 24 ретранслятора, каждый из которых способен обеспечить одностороннюю радиотелефонную связь по 900 каналам, ретрансляцию одной программы цветного телевидения или передачу цифровой информации со скоростью до 6·10⁷ бит/сек. Ширина полосы каждого ретранслятора 36 Мгц, рабочая частота в режиме приема ~6 Ггц, в режиме передачи ~4 Ггц. Четыре параболические антенны ретрансляционной системы имеют коэффициент усиления 33 дб как в режиме приема, так и в режиме передачи. Эффективная излучаемая мощность 33 дб·вт. Две антенны имеют вертикальную, две — горизонтальную поляризацию, что позволяет вдвое повысить пропускную способность спутника без расширения используемого спутником частотного диапазона. Наземные станции системы связи фирмы RCA находятся в районах Нью-Йорка, Сан-Франциско, Лос-Анджелеса, а также на Аляске.

DSCS-5 и DSCS-6 (табл., № 13 и 14). Третья пара спутников модели DSCS-2 для использования в «стратегической» системе связи. Вследствие неисправности системы наведения ракеты-носителя спутники вышли на нерасчетную низкую орбиту (расчетная орбита — стационарная), в системе связи не использовались и прекратили существование через 6 суток после запуска. Спутники DSCS-2 третьей пары полностью аналогичны спутникам второй пары (см. Ежегодник БСЭ 1974 г., с. 527), которые, несмотря на некоторые неполадки, продолжают функционировать.

Секретные спутники ВВС США (табл., № 5, 7, 18, 19, 21, 30, 31, 35, 36, 38). Согласно неофициальным данным, в 1975 г. были выведены на орбиты секретные спутники для фоторазведки, связи, навигации, раннего обнаружения запусков стратегических ракет и др. целей.

«Старлет»¹ (табл., № 2). Французский геодезический спутник, установленный в качестве полезной нагрузки на ракете-носителе «Диаман В/Р-4» при первом ее запуске в рамках летных испытаний. Спутник пассивный. Геодезическая привязка производится по результатам траекторных измерений спутника с помощью лазерных установок (на спутнике 60 уголковых отражателей лазерного излучения), радиолокаторов, а также телескопов, фотографирующих спутник на фоне звездного неба. Масса спутника (рис. 8) 47 кг при диаметре всего 0,24 м. Согласно расчетам, лазерная локация спутника «Старлет» позволит методом триангуляции определить форму геоида с точностью до 0,2 м.

¹Starlette — звездочка.

«Кастор»¹ (D-5A, табл., № 11). Французский спутник, предназначенный для испытаний «сверхчувствительного» акселерометра «Кактус», а также для определения с помощью этого прибора аэродинамического торможения, давления солнечных лучей, аномалий гравитационного поля Земли и для регистрации столкновений с метеорными частицами. Масса спутника (рис. 9) 76 кг, высота корпуса, имеющего форму 26-гранника, 0,8 м, максимальный поперечный размер также 0,8 м. Средства ориентации и стабилизации не предусмотрены. Мгновенная ориентация определяется с помощью солнечных датчиков и трехосного магнитометра. Электропитание обеспечивают солнечные элементы. Используются командный приемник, телеметрический передатчик, а также 26 уголковых лазерных отражателей для траекторных измерений. Акселерометр «Кактус» (вес 10 кг) рассчитан на измерение ускорений в диапазоне 10^-5 —10^-9 g, с точностью 5·10^-10g. Этот прибор обеспечивает самый низкий порог измерений по сравнению со всеми другими трехосными акселерометрами. В приборе используется сферическая масса диаметром 40 мм из платиново-родиевого сплава, взвешенная в электростатическом поле внутри вакуумированного металлического корпуса. Эксперименты с акселерометром были рассчитаны на шесть месяцев. Спутник «Кастор» (D-5A) запущен вместе со спутником «Поллукс» (D-5B) одной ракетой-носителем.

¹«Кастор» и «Поллукс»—звезды созвездия Близнецов.

«Поллукс» (D-5B, табл., № 12). Французский спутник, предназначенный для испытаний микродвигателя, работающего на продуктах разложения гидразина. Масса спутника (рис. 10) 36 кг, в том числе вес бортового запаса гидразина 7 кг. Высота корпуса, представляющего собой многогранник, 0,56 м, максимальный поперечный размер 0,61 м. На орбите спутник стабилизируется вращением (10 об/мин). Для электропитания служат солнечные элементы. Микродвигатель обеспечивает тягу 0,15—0,35 кг.

«Аура»¹ (D-2B, табл., № 28). Французский исследовательский спутник, предназначенный для регистрации ультрафиолетового излучения Солнца и звезд, а также для некоторых других астрономических исследований. Масса спутника 106 кг, в том числе вес научных приборов 32,5 кг. По конструкции и служебному оборудованию он аналогичен спутнику «Турнесоль» (D-2A, см. Ежегодник БСЭ 1972 г., с. 524).

¹Aura — слияние «Аи» (химический символ золота) и «Ra» (бог Солнца в Древнем Египте).

SRET-2 (MАС-2, табл., № 17) ¹. Второй французский спутник ² для отработки бортового оборудования, запущенный советской ракетой-носителем в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе с советским спутником связи «Молния-1». Масса спутника SRET-2 (рис. 11) 30 кг. Он предназначен для испытаний радиатора, который предполагают использовать на западноевропейском метеорологическом спутнике «Метеосат», а также для изучения воздействия условий космического полета на пластмассовые пленки, стеклянные экраны солнечных элементов и некоторые теплозащитные покрытия.

¹ Satellite de Recherche et Technologie — спутник для научных исследований и технических экспериментов. MAC — малый автономный спутник.

²О первом см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 529.

«Симфония-2» (табл., № 25). Второй и последний франко-западногерманский экспериментальный связной спутник, полностью аналогичный спутнику «Симфония-1» (см. Ежегодник БСЭ 1975 г., с. 556). Оба спутника находятся на стационарной орбите над 11,5° з. д., впоследствии один из них, по-видимому, будет переведен над Индийским океаном. Программа экспериментов с использованием этих спутников предусматривает, в частности, передачу общеобразовательных и учебных телевизионных программ на ряд стран Африки и Азии, а также связь с использованием малогабаритных наземных и корабельных станций Мин-ва обороны Франции.

«Аник-3» (табл., № 10). Третий и последний связной спутник «Аник» для коммерческой системы связи «Телесат», обслуживающей территорию Канады. Он полностью аналогичен спутникам «Аник-1» и «Аник-2» (см. Ежегодник БСЭ 1973 г., с. 535 и 1974 г., с. 529). Спутники «Аник-1», «Аник-2» и «Аник-3» находятся на стационарной орбите соответственно над 114°, 109° и 104° з. д. Спутник «Аник-3» является основным в системе связи «Телесат», «Аник-2» — вспомогательным, «Аник-1» — резервным.

«Ариабата¹-1» (табл., № 8). Первый спутник, изготовленный Индией (с участием советских специалистов) и выведенный на орбиту советской ракетой-носителем. Масса спутника (рис. 12) 360 кг, высота 1,1 м, диаметр 1,47 м. Он предназначен для астрономических и геофизических исследований. Электропитание обеспечивают солнечные элементы. На орбите спутник стабилизируется вращением. Предусмотрены средства для закрутки, датчик мгновенной ориентации оси вращения, пассивная система терморегулирования, телеметрический передатчик, командный приемник и записывающее устройство. В составе аппаратуры приборы для регистрации галактического рентгеновского излучения (2—15 кэв), нейтронного и гамма-излучения Солнца (0,2—20 Мэв), электронов в ионосфере с энергией больше тепловой (до 200 эв) и излучения Лайман-альфа ночного неба.

¹Ариабата (Ариабхата)—индийский астроном и математик (5 в.).

«Тайё» (SRATS, SS№3, табл., № 4)¹. Японский спутник для исследования солнечной радиации и термосферы. Масса спутника 86,6 кг. Он имеет форму восьмигранной призмы высотой 0,70 м с максимальным поперечным размером 0,75 м. В состав научного оборудования входят, в частности, приборы для регистрации рентгеновского и ультрафиолетового излучения Солнца.

¹«Тайё» (Тауо)—«Солнце». SRATS (Solar Radiation and Termospneric Structure)—солнечная радиация и строение термосферы. SS (Scientific Satellite)—научный спутник.

«Кику» (ETS-1, табл., № 26) ¹. Японский экспериментальный спутник. Предназначен для регистрации некоторых параметров (вибрация, нагрузки) при летных испытаниях ракеты-носителя N-1, а также для траекторных измерений с целью оценки точности системы наведения ракеты-носителя. Масса спутника 82,5 кг. Дополнительно на нем установлены приборы для измерений температуры внутри корпуса и в космическом пространстве.

¹«Кику» (Kiku)—«Хризантема». ETS (Experimental Technical Satellite)—спутник для технических экспериментов.

Секретные спутники КНР. В 1975 г. на орбиты были выведены три таких спутника (табл., № 23, 34 и 39), которые в зарубежной печати называют соответственно «Чайна-3», «Чайна-4» и «Чайна-5» (об ИСЗ «Чайна-1» и «Чайна-2» см. Ежегодник БСЭ 1971 г., с. 506 и 1972 г., с. 524—25). Большинство западных обозревателей считает, что эти спутники — фоторазведчики.

COS¹-B (табл., № 24). Исследовательский спутник западноевропейской организации ESA (прежнее название ESRO), предназначенный в основном для регистрации источников гамма-излучения. Масса спутника (рис. 13) 277 кг, в т. ч. полезная нагрузка 130 кг. Цилиндрический корпус имеет высоту 1,13 м и диаметр 1,45 м. Электропитание обеспечивают солнечные элементы (10 000 штук) и никель-кадмиевая батарея емкостью 6,3 а-час. Общая мощность непосредственно после выхода на орбиту 180 вт. На орбите спутник стабилизируется вращением (10 об/мин), для ориентации (точность до 2°) оси вращения на выбранный источник гамма-излучения служат микродвигатели, работающие на сжатом азоте. В состав научной аппаратуры спутника входят искровая камера (основной прибор), комплект детекторов для регистрации энергии и направления прихода гамма-излучения, калориметр, детектор рентгеновского излучения пульсаров и счетчик антисовпадений. Спутник рассчитан на функционирование не менее двух лет. За это время предполагают провести наблюдения более 24 различных источников гамма-излучения.

¹Celestial Observation Satellite — спутник для наблюдений небесной сферы.

INTELSAT-4H (табл., № 15). Восьмой и последний спутник модели INTELSAT-4 для использования в глобальной коммерческой системе связи, принадлежащей международному консорциуму ITSO. Спутник выведен на стационарную орбиту над Индийским океаном. По состоянию на 3-й квартал 1975 г. консорциум объединял 91 страну. На территории 64 стран имелись 88 наземных станций спутниковой связи, использующих 112 антенн с отражателями диаметром 30—32 м. Седьмой спутник серии INTELSAT-4 (INTELSAT-4G) был запущен 20 февраля 1975 г., но вследствие аварии ракеты-носителя «Атлас-Центавр» на орбиту не вышел. Спутники INTELSAT-4G и 4Н полностью аналогичны ранее запущенным спутникам серии INTELSAT-4 (см. Ежегодники БСЭ 1972 г., с. 525; 1973 г., с. 536; 1974 г., с. 529 и 1975 г., с. 557).

INTELSAT-4A-A (табл., № 27; рис. 14). Первый спутник усовершенствованной модели INTELSAT-4A для использования в глобальной коммерческой системе связи, принадлежащей международному консорциуму ITSO. Выведен на стационарную орбиту над 25° з. д. Масса спутника 1515 кг, в том числе топливный заряд бортового РДТТ 690 кг. Общая длина спутника 6,97 м, диаметр цилиндрического корпуса 2,4 м. На корпусе смонтированы 42 240 солнечных элементов, обеспечивающих в начале эксплуатации спутника мощность 600—700 вт. Антенный блок включает в себя две передающие (диаметр отражателей 1,34 м) и две приемные антенны ретрансляционной системы, а также несколько антенн командно-телеметрической системы. На спутнике установлено 20 ретрансляторов с шириной полосы по 36 Мгц. Ретрансляционная система, работающая в режиме приема в частотном диапазоне 5932—6418 Мгц, в режиме передачи — 3707—4193 Мгц, может обеспечить двухстороннюю радиотелефонную связь по 6250 каналам или передачу 20 программ цветного телевидения. На орбите спутник стабилизируется вращением (60 об/ мин). Антенный блок оборудован механической системой противовращения, обеспечивающей постоянную направленность антенн ретрансляционной системы на Землю. Для раскрутки спутника, ориентации оси вращения, вывода в определенную точку стационарной орбиты и коррекций этой орбиты служат микродвигатели, работающие на продуктах разложения гидразина. Противовращение антенного блока обеспечивают электродвигатели. Ориентация оси вращения производится по командам солнечных датчиков и инфракрасных датчиков земного горизонта.

Спутник рассчитан на функционирование в течение семи лет.

ATS-6. В 1975 г. продолжались эксперименты с использованием этого спутника, запущенного в 1974 г. (см. Ежегодник БСЭ 1975 г. с. 553, 554). Он был переведен в другую точку стационарной орбиты (из 94°з.д. в 35° в.д.) и служил для обеспечения связи с кораблем «Аполлон», запущенным по программе ЭПАС (см. с. 529); для ретрансляции телевизионных передач на бытовые телевизионные приемники, снабженные 3-метровой антенной, в труднодоступных сельских населенных пунктах Индии; для траекторных измерений американского геодезического спутника «Геос-3» (см. с. 533); для передачи команд, приема телеметрии и траекторных измерений американского метеорологического спутника «Нимбус-6» (см. с. 533), а также для других экспериментов.

В 1975 г. запущены две американские автоматические межпланетные станции (АМС) «Викинг» для исследования Марса, совершила третий пролет около Меркурия американская АМС «Маринер-10», дважды прошла перигелий на рекордно близком расстоянии от Солнца западногерманская АМС «Гелиос-1».

«Викинг» . 20 августа и 9 сентября 1975 г. в США ракетами-носителями «Титан-3Е» были запущены к Марсу две аналогичные орбитально-посадочные станции «Викинг-1» и «Викинг-2».

Масса АМС «Викинг» (рис. 15) 3424 кг, в том числе орбитальный блок 2324 кг и посадочный 1100 кг.

Орбитальный блок (ОБ), созданный на базе станции «Маринер-9» (см. Ежегодник БСЭ 1972 г.), имеет высоту 3,35 м и размах панелей с солнечными элементами 9,75 м. Солнечные элементы ОБ обеспечивают у Земли мощность 1 квт, у Марса — 0,3—0,5 квт. Кроме того, в системе электропитания ОБ используются две аккумуляторные никель-кадмиевые батареи емкостью по 30 а-час. Терморегулирование обеспечивают жалюзи, теплоизоляция, специальные покрытия и окраска. В трехосной системе ориентации применяются инерциальный измерительный блок, солнечные датчики и датчик Канопуса, а в качестве исполнительных органов — микродвигатели, работающие ла сжатом азоте. Радиотехническая система ОБ, работающая в сантиметровом диапазоне при связи с Землей и в дециметровом при связи с посадочным блоком, использует остронаправленную антенну с параболическим отражателем диаметром ~1,5 м и ряд других антенн. Информативность системы у Марса 0,8·10⁴—1,6·10⁴ бит/сек. Для коррекций траектории АМС на трассе «Земля—Марс», перевода на орбиту вокруг Марса и коррекций этой орбиты служит корректирующе-тормозная двигательная установка тягой 136 кг, работающая на монометилгидразине и четырехокиси азота. На ОБ установлены две телевизионные камеры (разрешение при съемке с высоты 1500 км достигает 40 м), инфракрасный спектрометр для регистрации водяных паров в марсианской атмосфере и инфракрасный радиометр для получения тепловой карты планеты. Все приборы размещены на сканирующей платформе.

Посадочный блок (ПБ) имеет высоту 2,1 м и максимальный поперечный размер 3 м (рис. 16). В системе обеспечения мягкой посадки используются ЦВМ, радиолокационный высотомер и радиолокатор, а в качестве исполнительных органов 8 ЖРД тягой по 4,5 кг для обеспечения схода с орбиты, 6 ЖРД ориентации тягой по 4,5 кг, лобовой экран диаметром 3,6 м для аэродинамического торможения в атмосфере, парашют с куполом диаметром 16,2 м для торможения с высоты ~4 км после отделения лобового экрана и 3 верньерных ЖРД регулируемой тяги (40—260 кг) для торможения с высоты~1,2 км после отделения парашюта. Все ЖРД работают на продуктах разложения гидразина. Расчетная вертикальная составляющая скорости при посадке 1,5—3,3 м/сек. Вес ПБ на поверхности Марса 580 кг. В системе электропитания ПБ используются две радиоизотопные энергетические установки, обеспечивающие мощность по 76 вт, a также две аккумуляторные никель-кадмиевые батареи. Для терморегулирования служат жалюзи, теплоизоляция и специальная окраска. Радиотехническая система обеспечивает связь с Землей непосредственно или через орбитальный блок. В первом случае используется сантиметровый диапазон (максимальная информативность 1012 бит/сек), во втором — дециметровый диапазон (1,6·10⁴ бит/сек).

На ПБ установлены научные приборы для исследований как на участке спуска в атмосфере Марса, так и после посадки на поверхность планеты. На участке спуска измеряются атмосферные давление и температура, ускорения по трем осям (акселерометры), определяется газовый состав атмосферы (масс-спектрометр), регистрируются ионы и электроны в марсианской ионосфере (анализатор с задерживающим потенциалом). Кроме того, по данным от акселерометров и радиолокационного высотомера определяется профиль плотности атмосферы по торможению ПБ. Для исследований на поверхности Марса предусмотрены две фототелевизионные установки (ФТУ); приборы для метеорологических исследований, измеряющие давление, температуру, скорость и направление ветра у поверхности; сейсмометр; газовый хроматограф в сочетании с масс-спектрометром для идентификации по молекулярному весу органических веществ, входящих в состав проб грунта, а также для анализа проб атмосферных газов; рентгеновский флуоресцентный спектрометр для идентификации неорганических веществ, входящих в состав проб грунта; установка для поиска жизни в пробах грунта по таким признакам, как фотосинтез, обмен веществ и газообмен. Для помещения в приемные устройства последних трех приборов проб грунта служит грунтозаборник, вынесенный на 3-метровой штанге и снабженный скребком для прокапывания траншей. Скребок позволит определять механические характеристики грунта, а магниты, установленные на скребке,—собирать частицы магнитных материалов для последующей съемки их ФТУ с использованием увеличивающего зеркала.

«Маринер-10». AMС «Маринер-10», запущенная в 1973 г., совершила 16 марта 1975 г. третий пролет около Меркурия (см. Ежегодник БСЭ 1975 г.), пройдя на рекордно близком расстоянии (~320 км) от поверхности планеты и получив ~500 снимков Меркурия, в т. ч. 300 снимков с высоким разрешением (до~50 м). Неисправность наземной станции не позволила принять снимки полностью, однако, несмотря на это, американские специалисты считают «Маринер-10» «самой продуктивной в научном отношении AMС США». После третьего пролета около Меркурия площадь, отснятая телевизионными камерами АМС «Маринер-10», достигла 57% общей площади планеты. Этот пролет, совершенный на значительно меньшем расстоянии, чем предыдущие, показал, что магнитное поле Меркурия порождено самой планетой, а не наведено солнечным ветром при его взаимодействии с планетой. Пока неясно, является оно проявлением постоянной намагниченности пород или следствием «динамоэффекта» жидкого ядра планеты. 24 марта 1975г., в связи с израсходованном на АМС «Маринер-10» всего запаса сжатого азота для микродвигателей системы ориентации, работа с АМС была прекращена.

«Гелиос-1». Эта станция, выведенная на гелиоцентрическую орбиту 10 декабря 1974 г. (см. Ежегодник БСЭ 1975 г.), 15 марта 1975 г. впервые прошла перигелий. Удаление от Солнца в перигелии составило 46,50 млн. км (АМС «Гелиос-1» подошла к Солнцу ближе, чем любая другая АМС), скорость относительно Солнца 66 км/сек. Тепловой поток достигал 10,4 солнечных постоянных. Некоторые элементы станции нагревались до~400°С, однако все бортовое оборудование и научные приборы работали нормально. Продолжая движение по гелиоцентрической орбите, станция на период с 20 апреля по 30 мая 1975 г. зашла за Солнце и связь с ней временно прекратилась. 18 июня станция прошла афелий и начала второй виток. На этом витке перигелий был пройден 21 сентября 1975 г. на еще меньшем расстоянии от Солнца (45,99 млн. км). Нагрев аппарата был несколько больше, чем при первом проходе, однако это не отразилось на работе бортового оборудования и научных приборов. В третий раз станция «Гелиос-1» прошла перигелий в марте 1976 г.; работа со станцией рассчитана на 18 месяцев.

15 января 1976 г. выведена на гелиоцентрическую орбиту АМС «Гелиос-2».

Лит.: «Aerospace Daily»; «Air et Cosmos»; «Aviation Week and Space Technology»; «Flight»; «Interavia»; «Icarus»; «Interayia Air Letter»; «NASA News Releases»; «Nature»; «New Scientist»; «Science»; «Science News»; «Science Trends»; «Scientific American»; «Sky and Telescope»; «Spaceflight»; «Space World»; «Aeronautics and Space Report of the President (1975 Activities)».