Ranger I
Модель Ranger Block I
| 23 августа 1961 06:02.00 - старт остался на низкой геоорбите 27 августа 1961 - потеря связи (разрядились батареи) 30 августа 1961 - сошёл с орбиты |
«Рейнджер». Исследовательский спутник, получивший название от космического аппарата, предназначенного для исследования Луны, Марса и Венеры. Выведенный 23 августа на орбиту спутник «Рейнджер I» представлял собой конус (высота 4 м, диаметр основания 1,5 м) с панелями для размещения солнечных элементов. Цель запуска - отработка методики запуска космических аппаратов на Луну и исследование космического излучения, магнетизма, потоков микрометеоров. На борту были установлены два передатчика мощностью 0,25 вт и 3,0 вт, работающие на частоте 960 Мгц, серебряноцинковые батареи, солнечные элементы (8680 шт). 28 августа спутник прекратил существование.
Ежегодник БСЭ 1963 г
Космические аппараты «Рейнджер» предназначены для исследования Луны. Первые два экспериментальных аппарата («Рейнджер I» и «Рейнджер II») были использованы для испытания бортовых систем. Эти аппараты предполагалось вывести на геоцентрическую эллиптическую орбиту с большим эксцентриситетом, но в связи с неполадками в ракетах-носителях («Атлас-Аджена В») аппараты удалось вывести на низкие орбиты с малым эксцентриситетом. О запусках аппаратов «Рейнджер I» (23 августа 1961 г.) и «Рейнджер II» (18 ноября 1961 г.) сообщалось в Ежегоднике БСЭ 1962 г, как о спутниках.
 Ranger I и II |
В 1959 г. NASA был разработан и 21 декабря 1959 г. принят план дальнейшего изучения Луны, предусматривавший создание аппаратов Ranger («Странник»). Руководство работами no программе Ranger до 1963 г. осуществлялось Лабораторией реактивного движения Калифорнийского политехнического института, работавшей по контрактам NASA. В марте 1963 г. был заключен контракт NASA с фирмой Northrop Corp., сначала некоторое время работавшей совместно с Лабораторией реактивного движения, а затем ставшей головной по разработке и изготовлению аппаратов Ranger.
Изучение Луны по программе Ranger планировалось в несколько последовательных этапов. На первом этапе предполагались запуски аппаратов с фотоустановкой для получения снимков лунной поверхности до момента падения аппарата на Луну. На втором этапе (весна 1961 г.) - доставка аппарата к Луне и отделение от него на расстоянии около 30- 40 км от Луны контейнера с научным оборудованием; установленным на контейнере тормозным двигателем скорость падения должна была снижаться до 150 м/сек. Предполагалось создание аппарата весом 360 кГ, в т. ч. приборный контейнер 45 кГ (без тормозного двигателя) и тормозной двигатель - 90 кГ. В контейнере устанавливаются сейсмометр, приборы для измерения температуры и телевизионная камера для получения изображений лунной поверхности перед падением. Амортизатором при падении контейнера служит разрушающаяся сотовая конструкция. Были заключены контракты NASA на изготовление контейнера - с Ford Motor, тормозного двигателя - с Thiokol Chemical-Corp., сейсмографа - с Колумбийским университетом и Калифорнийским политехническим институтом. В дальнейшем планы были изменены и принято решение о запуске нескольких аппаратов Ranger на геоцентрическую орбиту для проверки надежности и работоспособности бортовой аппаратуры и проведения научных исследований. Этот этап должен был стать подготовительным перед целевыми запусками аппаратов к Луне в 1961 г. с помощью ракет-носителей Atlas-Agena В. Предполагалось создание аппаратов весом 320-360 кГ, снабженных панелями с солнечными элементами (площадью 1,8 м2), обеспечивающими мощность 10 вт и химическими батареями весом 54,5 кГ, емкостью 7 квт-ч при 35 час. непрерывной работы. Связная аппаратура включает два передатчика мощностью 0,25 и 3 вт, работающие в диапазоне от 1000 до 2300 Мгц. На аппарате устанавливаются магнитомер, ионизационная камера, анализатор корпускулярного излучения Солнца и детектор излучения La. Предусматривался запуск аналогичных аппаратов Ranger I и Ranger II на геоцентрическую орбиту с большим эксцентриситетом (высота перигея несколько сот километров, апогея - около 1 млн. км). Обращаясь по такой орбите аппарат совершит 1-2 оборота продолжительностью около 2 месяцев каждый. Одна из основных задач запусков - испытания системы ориентации. По программе полета, после сброса носового обтекателя, прикрывающего аппарат на активном участке полета ракеты-носителя, раскрываются панели с солнечными элементами и аппарат беспорядочно кувыркается. После ориентации на Солнце аппарат продолжает вращаться вокруг оси, направленной на Солнце, пока параболическая антенна не будет ориентирована на Землю. Исполнительными органами системы служат реактивные сопла, работающие на сжатом азоте. Работоспособность системы рассчитана на 60-100 суток.
Второй этап нового плана предусматривал доставку аппаратами Ranger III-V на поверхность Луны приборного контейнера весом 44 кГ. В приборном контейнере из бальзового дерева размещается оборудование весом до 25 кГ, в т. ч. сейсмометр, два акселерометра, источники питания, передатчик с усилителем, направленная антенна, устройство регулирования температуры. Предполагалось использовать уже отработанную систему ориентации, а в системе энергопитания - другие химические батареи, весом 16 кГ, при времени непрерывной работы - 10 час. Общая мощность источников электроэнергии должна была равняться 160 вт при суммарном весе 65 кГ. В середине 1961 г. фирма Ford Motor провела испытания приборного контейнера весом 136 кГ в барокамере при температуре до -195° С. Система термостатирования контейнера должна в этих условиях обеспечивать температуру внутри контейнера +24°С. Всего измененным планом предполагалось создание и запуск 5 аппаратов. После запуска аппарата Ranger I было принято решение о создании и запуске дополнительно еще 4 аппаратов (Ranger VI-IX) с установкой вместо приборного контейнера телевизионной системы, разработанной Radio Corporation of America, с целью получения телевизионных изображений лунной поверхности перед падением аппарата, важных для разработки пилотируемого корабля для полета к Луне..
Основная цель запуска-отработка программы вывода: аппаратов Ranger на геоцентрическую орбиту с большим эксцентриситетом и испытания бортового оборудования. Предполагалось провести также изучение распределения нейтрального водорода в геокороне, частиц низкой энергии в солнечной плазме, космической радиации, рентгеновского излучения Солнца, регистрацию метеорных частиц и излучения La, измерение напряженности земного и межпланетного магнитных полей, определение величины трения между различными металлами в условиях космического вакуума. Запуск аппарата Ranger I был произведен 23 августа 1961 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Agena В. Полет ракеты-носителя до момента повторного включения двигателя II ступени проходил по программе близкой к расчетной. После выхода II ступени с аппаратом на промежуточную круговую орбиту (160 км) и повторной работы двигателя II ступени программой предусматривалось отделение аппарата пружинным устройством от II ступени, разворот ее на 180°, включение тормозных РДТТ и перевод II ступени на более низкую орбиту, чем орбита аппарата. Вывод II ступени с аппаратом на промежуточную орбиту и торможение ее планировались для отработки техники запуска аппаратов Ranger, предназначенных для достижения Луны. Разворот II ступени осуществляется для того, чтобы оптические датчики системы ориентации аппарата не реагировали на солнечное излучение, отраженное от ступени, Торможение II ступени необходимо для того, чтобы нестерилизованная ступень не упала на Луну. Повторное включение двигателя II ступени осуществить не удалось и аппарат вышел на нерасчетную орбиту с параметрами (в скобках указаны расчетные значения): высота перигея 179 км (60000 км), апогея 446 км (1 102 850 км), наклонение 32,9°, период обращения 90,64 мин (58 сут). По международной системе аппарат Ranger I получил обозначение 1961φ I. 30 августа 1961 г. аппарат вошел в плотные слои атмосферы и сгорел. В целом запуск аппарата Ranger I считается неудачным, т. к. не удалось осуществить повторное включение двигателя II ступени. Проведены испытания бортовых систем и часть из запланированных научных экспериментов. Система ориентации работала нормально и обеспечивала направленность продольной оси аппарата на Солнце, кроме периодов, когда аппарат находился в тени Земли. В связи с выходом аппарата на нерасчетную орбиту некоторые приборы (магнитометр, электростатический анализатор, детектор излучения Lα, сканирующий телескоп не смогли нормально работать (24).
Конструктивно аппарат состоит из каркаса - мачты ферменной конструкции, укрепленной на шестиугольном основании, к которому крепятся 2 панели с солнечными элементами, параболический отражатель и антенна с высоким коэффициентом усиления. Каркас изготовлен из сплава алюминия, основание-из хромоплатинового сплава с применением золота. Служебное оборудование размещено на основании в шести модулях, научная аппаратура-на каркасе. Компоновочная схема аппарата приведена на рис. 6.
Суммарный вес аппарата-306 кГ, в т. ч. корпус- 108 кГ, научные приборы-40 кГ, электронное оборудование- 110 кГ. Диаметр описанной окружности вокруг основания аппарата-1,52 м, высота-4,0 м, максимальный размах при откинутых панелях с солнечными элементами-5,18 м.
Система ориентации включает 6 датчиков направления на Солнце на фотоэлементах из селенида свинца для ориентации аппарата в плоскости тангажа и рыскания, 3 датчика направления на Землю на фотоумножителях для ориентации аппарата в плоскости крена и ориентации направленной антенны и 10 управляющих реактивных сопел, работающих на сжатом азоте. Запас азота 1,1 кГ хранится в сферическом баллоне диаметром 21 см под давлением 210 ата. Система обеспечивает ориентацию аппарата относительно Солнца с точностью ±0,5°, направленной антенны на Землю-с точностью ±2°. Датчики направления на Землю и Солнце и управляющие реактивные сопла размещены в нижней части основания аппарата.
Система энергопитания включает 2 панели общей площадью 1,8 м2 с 8680 солнечными элементами мощностью 150 вт. Вес панелей с солнечными элементами-23 кГ. Основная серебряно-цинковая батарея имеет вес 57 кГ и мощность 9 квт-час. В случае отказа солнечных элементов, научные приборы и служебное оборудование переключаются на питание от батареи, обеспечивающей их работу в течение 2 сут.
Система связи включает 2 передатчика, всенаправленную и направленную антенны. Первый передатчик имеет мощность 0,25 вт, питание обеспечивается серебряно-цинковой батареей, рассчитан на работу в течение 7 суток; телеметрическая информация передается этим передатчиком через направленную антенну. Мощность второго передатчика-3 вт, питание обеспечивается вначале от основной серебряно-цинковой батареи, затем от солнечных элементов; информация передается этим передатчиком через всенаправленную антенну до выхода аппарата на орбиту, а затем - через направленную антенну. Оба передатчика имеют рабочую частоту 960 Мгц. Направленная антенна с параболическим отражателем диаметром 1,2 м с высоким коэффициентом усиления постоянно направлена на Землю. Параболический отражатель и антенна с высоким коэффициентом усиления смонтированы на штанге, укрепленной на основании аппарата, а всенаправленная антенна с низким коэффициентом усиления-в верхней части каркаса. До отделения аппарата от II ступени вся информация передается телеметрической системой, установленной на II ступени.
Система терморегулирования пассивного типа. Тепловой режим обеспечивается окраской отдельных участков конструкции в белый цвет, покрытием золотой пленкой и полировкой алюминиевого каркаса.
Временное устройство обеспечивает включение научных приборов, передатчиков и другого оборудования и начинает работать за 3 мин до старта. Устройство рассчитано на выдачу в течение всего полета 10 различных команд, причем каждая команда подается по отдельному каналу с отдельным релейным устройством.
Сканирующий телескоп излучения La предназначен для сканирования поверхности Земли в диапазоне длин волн: 1050-1350 А и изучения нейтрального водорода в геокороне на длине 1216 А. С помощью этой аппаратуры предполагалось получить изображение Земли в ультрафиолетовых лучах. Аппаратура включает параболический отражатель с ионизационной камерой в его фокусе, помещенный в цилиндр без верхнего днища, который является защитой от радиации. Аппаратура смонтирована в карданной системе, позволяющей телескопу осуществлять сканирование в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях; повороты осуществляются моторами. Аппаратура установлена на основании аппарата, угол зрения телескопа-0,5°. Общий вес аппаратуры-6,8 кГ, энергопотребление-1,4 вт. Оборудование разработано Научно-исследовательской лабораторией ВМС и Лабораторией реактивного движения.
Магнитометр предназначен для измерения напряженности и определения направленности магнитного поля, а также его временных и пространственных вариаций. Магнитометр на парах рубидия-87 помещен в центре сферы диаметром 33 см, изготовленной из фибергласса и установленной на мачте, укрепленной на основании аппарата. Сфера размещена в цилиндре, укрепленном в верхней части форменной конструкции каркаса (под антенной с низким коэффициентом усиления). Подобный магнитометр был установлен на спутнике Explorer Х (см. гл. II).
Электростатический анализатор (детектор корпускулярного излучения Солнца) предназначен для измерения энергии протонов и электронов низкой энергии в солнечной плазме (в функции знака заряда и энергии на единицу заряда) и определения направления их движения. На аппарате установлено 6 анализаторов по шести перпендикулярным направлениям, часть из них-на основании аппарата, а часть вынесена на штанге, укрепленной к основанию аппарата. Анализаторами предполагалась регистрация электронов с энергией E=13,7-110 эв и протонов с энергией E=13,7-5490 эв; они рассчитаны на регистрацию потока частиц в диапазоне 8,6 x 104-8,6х1011 см-2 сек-1. Каждый анализатор имеет угол обзора 15°. Суммарный вес анализаторов-15 кГ, энергопотребление-2,74 вт. Анализаторы разработаны Лабораторией реактивного движения.
Детекторы частиц средней энергии предназначены для регистрации протонов и электронов в солнечной плазме и измерения вызываемой ими радиации в диапазоне энергий от нескольких сотен эв до нескольких кэв. На аппарате установлено 6 различных детекторов, расположенных в средней части каркаса. Общий вес детекторов-1,7 кГ, энергопотребление-0,16 вт. Детекторы (4 шт.) на кристалле CdS, один из которых имеет отклоняющий магнит, собраны в пары и отклонены на 45° от направления на Солнце; детектором с отклоняющим магнитом регистрируются протоны с энергией E ≥ 400 эв и электроны с энергией E ≥ 500 кэв, угловое разрешение 10-2 стерад, три других детектора регистрируют протоны с энергией E ≥ 100 эв и электроны с энергией E ≥ 35 кэв, угловое разрешение одного из них 10-3-5 X 10-2 стерад, двух других-102 стерад. Счетчик Гейгера-Мюллера типа Апton 213 с открытым нижним концом предназначен для регистрации протонов с энергией E ≤ 0,5 Мэв и электронов с энергией E ≤ 35 кэв; эти детекторы разработаны Университетом штата Айова.
6-й детектор с поверхностным запорным слоем из золота, легированного кремнием, состоит из двух тонких кремниевых дисков, покрытых золотом и расположенных один за другим. Протоны с энергией 0,5 Мэв < Е < 5 Мэв доходят до верхнего диска и вызывают поток ионов, достаточный для их регистрации, протоны с 5 Мэв < Е < 10 Мэв проходят верхний диск и регистрируются вторым диском, протоны с Е > 10 Мэв проходят через оба диска и не регистрируются; это значение и является верхним пределом энергии частиц, регистрируемых детектором, электроны этим детектором не регистрируются. Детектор разработан Университетом г. Чикаго.
Телескопы тройных совпадений (2 шт.) расположены в нижней части каркаса; аналогичные телескопы были установлены на аппарате Pioneer VI, запущенном 25 сентября 1960 г. (см. гл. I, раздел 8). Ионизационная камера предназначена для изучения первичной радиации и радиации в космическом пространстве вне атмосферы Земли; аналогичная камера была также установлена на аппарате Pioneer VI.
Детектор микрометеоритных частиц предназначен для измерения потоков микрометеоров в функции энергии, импульса и направления движения этих частиц. Детектор состоит из двух частей - чувствительного элемента, при ударе частиц дающего световую «вспышку», и кристаллического элемента. «Вспыхивающий» элемент измеряет кинетическую энергию частиц, а кристаллический - импульс, массу, скорость и энергию частиц. «Вспыхивающий» элемент имеет порог регистрации энергии, равный 10-2 эрг, и обеспечивает регистрацию в минуту 3 ударов высокой энергии, 7 ударов средней энергии или 31 удара с энергией сверх порога. Кристаллический элемент имеет порог регистрации 10 -4 Г см/сек. Вес детектора- 1,6 кГ, потребляемая энергия-0,2 вт. Детектор установлен в средней части каркаса, разработан Центром космических полетов им. Годдарда.
Сцинтилляционные счетчики рентгеновского излучения Солнца (2 шт.) предназначены для регистрации малых вариаций рентгеновских лучей низкой энергии солнечного происхождения при солнечных вспышках. Каждый прибор состоит из двух сцинтилляционных детекторов, чувствительная поверхность которых направлена на Солнце; 6 светонепроницаемых окон на фасаде каждого детектора обеспечивают защиту от микрометеорных частиц, а рентгеновские лучи проходят через них. Счетчики рассчитаны на регистрацию рентгеновских лучей с энергией E=1-20 кэв, их угловое разрешение-2 π , вес счетчиков - 5,5 кГ, энергопотребление - 2 вт. Счетчики разработаны Лос-Аламосской научной лабораторией совместно с Sandia Corp.
Динамометры предназначены для измерения трения между различными металлами в условиях космического вакуума. Образцы металлов, имеющие форму дисков, смонтированы на валу, приводимом в движение электромотором; при его вращении они трутся о неподвижные образцы полусферической формы. Всего должно было испытываться 80 различных комбинаций металлов.
Стерилизация аппарата не предусматривалась. Слежение за аппаратом осуществлялось станциями системы DSIF (Deep Space Instrumentation Facility-приборное оборудование для дальнего космоса) в Голдстоуне, Крюгерсдорпе и Айленд-Лагун, а на первом участке полета также мобильной станцией, расположенной рядом со станцией в Крюгерсдорпе. Мобильная станция имеет более широкий луч направленности (10° вместо 1°) и большую скорость сканирования (10 град/сек вместо 1 град/сек), чем станции системы DSIF. Станции системы имели в тот период антенны с отражателем диаметром 26 м, а мобильная станция-3 м. О системе DSIF см. гл. IV, раздел 2. Головная организация по разработке аппарата и программы исследований-Лаборатория реактивного движения.
Вики:
