«Рейнджер-3»

Ежегодник 1963 г

Аппараты «Рейнджер III», «Рейнджер IV» и «Рейнджер V» предназначались для доставки на Луну приборного контейнера и передачи на Землю телевизионного изображения поверхности Луны в месте своего падения.

«Рейнджер III» (рис. 11). Запущен 26 января с помощью ракеты-носителя «Атлас-Аджена В». Эта ракета сообщила аппарату скорость выше расчетной, которую не удалось скорректировать; аппарат прошел на расстоянии 36 670 км от Луны и стал искусственной планетой (перигелий 146 млн.км,афелий 173 млн.км,наклонение к плоскости эклиптики 0,3988°, период обращения вокруг Земли 406,44 суток). Вес аппарата 330 кг.

Космический аппарат «Рейнджер III»
1 — всенаправленная антенна; 2 — контейнер с гаммаспектрометром; 3 — радиолокационный альтиметр; 4 — тормозной РДТТ; 5 — ЖРД для коррекции скорости; 6 — телевизионная камера; 7 — направленная антенна; 8 — панель с солнечными элементами; 9 — приборный контейнер.

Аппарат предназначен для получения телевизионных изображений лунной поверхности при подлете к Луне, регистрации сейсмических колебаний поверхности Луны и γ -излучения на траектории полета, определения концентрации радиоактивных элементов в лунных породах по γ -излучению, изучения характеристик поверхности Луны и характера отражения сигналов радиолокационного альтиметра от поверхности Луны. Приборный контейнер предполагалось доставить в район Океана Бурь и проводить исследования в течение 30 суток. Как показали расчеты, вероятность успешной доставки приборного контейнера на Луну с помощью аппаратов Ranger составляет 40-60%.

Запуск аппарата Ranger III (рис. 7) произведен 26 января 1962 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Agena В. Полет ракеты-носителя до момента окончания повторного периода работы двигателя II ступени проходил по программе близкой к расчетной. Двигатель II ступени при повторном включении работал больше расчетного времени и в конце активного участка аппарату была сообщена скорость 11,1 км/сек, превышающая расчетную на 0,2 км/сек, что не могло быть скомпенсировано корректирующей двигательной установкой. По сигналу станции слежения системы DSIF в Голдстоуне при приближении аппарата к Луне телевизионная камера была направлена на Луну и включена.

Рис. 7. Космический аппарат Ranger III
1 - всенаправленная антенна; 2 - контейнер с
γ-спектрометром; 3 - параболический отражатель
радиолокационного альтиметра; 4 - тормозной двигатель;
5 - корректирующая двигательная установка; 6 - телевизионная
камера; 7 - параболический отражатель
направленной антенны; 8 - панель с солнечными элементами;
9 - приборный контейнер.

Ниже приводится расчетная программа полета аппарата. Т-момент старта; Т+1500 сек.-отделение аппарата от II ступени, включение программного и телеметрического оборудования (до отделения аппарата используется телеметрическое оборудование на II ступени), разворот II ступени на 180°; Т+1800 сек. - откидывание направленной антенны и панелей с солнечными элементами; Т+1980 сек.-включение системы ориентации; Т+3,5 час.-ориентация направленной антенны на Землю; Т+4 час.-включение γ -спектрометра; Т+16 час-подача с Земли команды на включение корректирующей двигательной установки. Перед включением направленная антенна прижимается к корпусу аппарата во избежание повреждения ее истекающими газами, бортовая аппаратура переключается на всенаправленную антенну, после окончания коррекции аппарат ориентируется относительно Солнца, Т+18,5 час-переключение аппаратуры на направленную антенну, выдвижение телескопической консоли с γ-спектрометром пневматическим устройством. Начиная с этого момента телеметрические сигналы от γ-спектрометра передаются каждые 8 минут. Тк-момент падения незаторможенного аппарата (без приборного контейнера) на Луну; Тк-65 мин (расстояние до Луны-7300 км)-ориентация аппарата т. о., чтобы телекамера была направлена на Луну. После ориентации солнечные элементы не освещены Солнцем и бортовая аппаратура переключается на питание от химической батареи. Всенаправленная антенна отводится в сторону, откидывается кронштейн с радиолокационным альтиметром; Тк-40 мин. (расстояние до Луны - 3840 км) -начало работы телекамеры, которая автоматическим устройством включается каждые 13 сек. и передает изображения каждые 10 сек. Периоды (3 сек.), когда камера выключена, используются для передачи сигналов от радиолокационного альтиметра и γ-спектрометра (сигналы от γ-спектрометра с этого момента передаются каждые 52 сек.); Тк-8,1 сек. (расстояние до Луны- 21 340 м) - начало работы автоматической системы, обеспечивающей отделение от аппарата капсулы с приборным контейнером и тормозным двигателем. Отделение капсулы с контейнером и тормозным двигателем происходит после срабатывания разрывных болтов. Отделившийся контейнер стабилизируется вращением со скоростью 300 об/мин тремя реактивными соплами. Затем включается тормозной двигатель, который, снизив скорость падения контейнера до 0 (на расстоянии 330 м от поверхности Луны), отделяется. Расчетная скорость падения контейнера не более 70 м/сек (4).

Конструктивно аппарат имеет много общего с аппаратом Ranger I, но с постановкой новых задач в его конструкцию внесены изменения. Вместо каркаса форменной конструкция на основании аппарата установлена капсула с приборным контейнером с научной аппаратурой и служебным и вспомогательным оборудованием, обеспечивающим отделение капсулы от аппарата и прилунение контейнера. В верхней части контейнера установлена всенаправленная антенна, на боковой поверхности основания смонтирована телевизионная камера. Суммарный вес аппарата - 330 кГ, в т. ч. каркаса-36 кГ. Диаметр описанной окружности вокруг основания аппарата - 1,52 м, высота - 3,12 м, максимальный размах при откинутых панелях с солнечными элементами-5,18 м.

Система энергопитания включает 2 панели общей площадью 1,8 м² с 8680 солнечными элементами мощностью 150 вт, вес панелей-19 кГ. Серебряно-цинковая батарея мощностью около 1000 вт-ч весит 11 кГ. Серебряно-кадмиевые батареи (6 шт.) расположены в приборном контейнере.

Радиолокационный альтиметр предназначен для выдачи команд на отделение капсулы от аппарата и включение тормозного двигателя; по характеру отражения радиолокационных импульсов предполагалось провести изучение характеристик лунной поверхности. Альтиметр с антенной, параболическим отражателем и химическими батареями, обеспечивающими его питание, установлен на откидывающемся кронштейне в нижней части капсулы. Приемником сигналов служил гетеродин, излучателем - клистрон. Длительность импульсов - 2 μ сек., частота повторения - 500-600 имп/сек, на выходе из магнетрона передатчика импульс имеет мощность от 150 до 400 вт. Частота излучения-9400 Мгц, ширина полосы частот приемника-12-16 Мгц, диапазон шумов приемника-11-12 дб. Ширина диаграммы направленности антенны альтиметра - 12°. Вес альтиметра - 2,95 кГ, антенны с отражателем - 5 кГ. Команды на отделение капсулы и включение тормозного двигателя подаются на высотах от 19 до 25 км от поверхности Луны. Измерения альтиметром производятся до момента контакта капсулы с лунной поверхностью. Площадь лунной поверхности, облучаемая альтиметром, равна 153 км². Альтиметр разработан Лабораторией реактивного движения.

Телевизионная камера предназначена для получения изображений лунной поверхности района прилунения капсулы в период ее спуска. Оптика камеры изготовлена из плавленного кварца и представляет собой астрономический телескоп системы Кассегрена с первичным вогнутым параболическим зеркалом и вторичным выпуклым гиперболическим зеркалом. В камере применено электростатическое отклоняющее устройство и фокусированный видикон, со специальной мишенью с поверхностью из сурмянистой серы со скоростной стирающей способностью. В таблице 2 приведены характеристики телевизионной системы.

Камера разработана Университетом шт. Аризона, Управлением по геологическим исследованиям США, Университетом шт. Калифорния и Лабораторией реактивного движения.

Система ориентации аналогична системе, установленной на аппарате Ranger I.

Корректирующая двигательная установка использует ЖРД, работающий на однокомпонентном топливе - гидразине. Тяга двигательной установки - 22,7 кГ, вес (с топливом) - 16,4 кГ. Двигатель может работать отдельными импульсами, длительность которых регулируется по командам с Земли и обеспечивается акселерометром. Минимальная продолжительность импульса 50 мсек, что обеспечивает приращение скорости на 0,03 м/сек, максимальная (до полной выработки топлива)-68 сек, с приращением скорости 44 м/сек. Органами управления вектором тяги служат газовые рули. Топливо хранится в резиновом бачке, помещенном в герметичный контейнер. Система подачи топлива - вытеснительная; рабочим телом служит гелий, хранящийся в баллоне под давлением 210 кГ/см². Для инициирования реакции разложения в камеру сгорания двигателя из специальных капсул вводится четырехокись азота, образующая с гидразином самовоспламеняющуюся смесь, а для поддержания реакции в камеру помещен катализатор-окись алюминия.

Система связи включает направленную антенну с высоким коэффициентом усиления, с параболическим отражателем диаметром 1,2 м, смонтированную на штанге, прикрепленной к основанию аппарата. Всенаправленная антенна с низким коэффициентом усиления смонтирована в верхней части приборного контейнера. Передатчики (2 шт.) с выходной мощностью 0,50 вт и 3 вт имеют рабочую частоту 960 Мгц. Передатчик мощностью 3 вт установлен на аппарате, передатчик мощностью 0,5 вт-в приборном контейнере. В полете информация от γ-спектрометра, радиолокационного альтиметра, телевизионной камеры и телеметрические данные о работе служебного оборудования передаются передатчиком, установленным на аппарате, с частотной модуляцией поднесущих и несущих частот направленной и всенаправленной антеннами. Энергопитание передатчика обеспечивается серебряно-цинковыми батареями и солнечными элементами. Информация от сейсмометра передается передатчиком, установленным в приборном контейнере, с частотной модуляцией поднесущих и фазовой модуляцией несущей частоты через всенаправленную антенну. Энергопитание передатчика обеспечивается серебряно-кадмиевыми батареями. Электронное оборудование включает цифровое счетно-решающее программное устройство на транзисторах и гироплатформу. Вес антенн с электронным оборудованием - 49 кГ.

Сопла стабилизации (4) предназначены для стабилизации относительно продольной оси капсулы с приборным контейнером, отделяемой от аппарата. Стабилизация, осуществляется вращением вокруг продольной оси со скоростью 300 об/мин 3 реактивными соплами, работающими на пороховых газах. Тяга сопел-9 кГ, их вес-1,0 кГ. Камеры сгорания сопел размещены в сопле тормозного двигателя и при его включении реактивной струёй сопла отбрасываются. Твердотопливный тормозной двигатель предназначен для снижения скорости падения приборного контейнера примерно на 2,8 км/сек, обеспечивая на расстоянии около 330 м от поверхности Луны нулевую скорость. По достижении этой скорости двигатель отделяется от приборного контейнера. Расчетная продолжительность работы двигателя-10 сек. Топливо-смесевое. Двигатель изготовлен из стеклопластика «спиралой» методом намотки, стенки камеры сгорания имеют термоизоляцию из фенольной пластмассы, армированной нейлоном. Тормозной двигатель находится в отбрасываемом посеребренном кожухе из пластика (сбрасывается часть кожуха, прикрывающая сопло двигателя). Вес двигателя 98 кГ, длина - 80 см, диаметр - 46 см. Двигатель разработан Hercules Powder. Тормозной двигатель с соплами стабилизации показан на рис. 8.

Лунная капсула и приборный контейнер (4). Приборный контейнер разработан Aeronautics (отделение Ford Motor). Схема лунной капсулы представлена на рис. 9. Контейнер сферической формы диаметром 30,5 см помещен в амортизирующую радиопрозрачную оболочку из бальзового дерева диаметром 63,5 см, пространство между контейнером и оболочкой заполнено маслом. Плавающий в масле контейнер примерно через 20 мин после удара о поверхность Луны устанавливается неподвижно внутри оболочки антенной вверх (центр тяжести контейнера лежит на 1,2 см ниже геометрического центра шара). Для того, чтобы масло не демпфировало толчков, регистрируемых сейсмометром, пиропатронами выбиваются из оболочки 2 заглушки и масло вытекает.

Для поддержания внутри контейнера определенной температуры, независимо от суточных изменений температуры на поверхности Луны, в нем находится запас дистиллированной воды весом 1,7 кГ. Кипение воды в лунных условиях при температуре 24° С должно предотвратить чрезмерное повышение температуры в контейнере; остывая, вода будет отдавать тепло, что не допустит чрезмерного понижения температуры. По изменению температуры в контейнере предполагалось определить температуру поверхности Луны. В контейнере размещены сейсмометр, 6 серебряно-кадмиевых батарей, передатчик и антенна. Контейнер крепится к тормозному двигателю на 12 цилиндрических демпферах. Проведение научных измерений и передачу информации предполагалось проводить в течение 30 суток. Вес приборного контейнера - 46,5 кГ, в т. ч. антенна и приборное оборудование - 25,7 кГ, оболочка контейнера - 18 кГ.

Рис 8. Тормозной двигатель с соплами стабилизации,
1 - одно из трех сопел; 2 - камера сгорания.

Магнитный сейсмометр предназначен для регистрации сейсмических колебаний лунной поверхности, получения информации о природе ядра Луны, определения глубины «лунотрясений» и приблизительной оценки энергии этих явлений, получения данных о механических характеристиках лунного грунта. Сейсмометр состоит из кадушки, подвешенного на пружине магнита и калибровочного устройства. Колебательная масса состоит из постоянного магнита, подвешенного к корпусу на спиральной пружине, и двух пружинных консольных колец. Пружинные кольца поддерживают концентричность колебательной массы внутри корпуса и позволяют определять любое наклонение продольных осей в пределах от 0 до 90°. При ударе контейнера о поверхность Луны сейсмометр занимает вертикальное положение. Энергопотребление сейсмометра-48 мвт при напряжении 6 в. Вес сейсмометра, заполненного демпфирующей жидкостью, 3,63 кГ, без жидкости-3,30 кГ, вес колебательной массы-1,7 кГ. Сейсмометр представляет собой цилиндр диаметром 121 мм и высотой 133 мм, он разработан Сейсмической лабораторией Калифорнийского технологического института и Колумбийским Университетом.

Рис. 9 Лунная капсула.
1 - фланец крепления всенаправленной антенны;
2 - секция амортизирующей оболочки из бальзового
дерева; 3 - теплоизоляция; 4 - амортизирующая оболочка
из бальзового дерева; 5 - температурные датчики;
6 - приборное оборудование, защищенное пластмассовым
кожухом; 7 - выбивающий механизм; 8 - демпфер
(1 из 12); 9 - фиксатор отделяемого тормозного двигателя;
10 - кожух тормозного двигателя; 11 - сбрасываемое
опорное устройство тормозного двигателя; 12 -
параболический отражатель антенны радиолокационного
альтиметра; 13 - радиолокационный альтиметр с
химическими батареями; 14 - опора радиолокационного
альтиметра; 15 - сопло стабилизации (1 из 3); 16 - сопло
тормозного двигателя; 17- камера сгорания сопел
стабилизации; 18 - сбрасываемая часть кожуха тормозного
двигателя; 19 - механизм разделения; 20 - ребро,
воспринимающее ударную нагрузку; 21 - нижняя камера с
водой; 22 - верхняя камера с водой; 23 - антенный блок.

Аппарат Ranger III проходил термическую и предстартовую стерилизацию. Термическая стерилизация проводилась в течение 24 час при температуре 125° С. Наземная мобильная установка для предстартовой стерилизации спроектирована и изготовлена по контракту Лаборатории реактивного движения Lockheed Aircraft Corp., стерилизация проводилась в течение нескольких часов газообразной смесью окиси этилена и фреона-12, которая подавалась в носовой отсек ракеты-носителя, находящейся на пусковой установке.

Основные организации-разработчики аппарата Ranger III те же, что и аппарата Ranger I, а также Aeronautics Div. Стоимость контрактов по разработке и изготовлению аппарата 13 млн. долл.

Новости космонавтики
Игорь Афанасьев, Дмитрий Воронцов



Монтаж КА



Сейсмометр из капсулы в разобранном виде



Бальзовая оболочка для поглощения удара при прилунении

Первый зонд новой серии – Ranger 3 – стартовал 26 января 1962 года с четырёхдневным опозданием. При выведении произошёл отказ в системе наведения: вышла из строя командная радиолиния, выключающая двигатели ракеты в точное время. Носитель окончил работу быстрее, чем планировалось, но орбита оказалась выше расчётной. После короткого пассивного участка Agena B снова ожила – включилась и нормально перевела зонд на траекторию отлёта к Луне. Двигатель ступени сработал на ура, но из-за ошибок в программе курс исказился. Измерения траектории показали, что промах в 32000 км слишком велик для того, чтобы его можно было исправить относительно небольшой коррекцией курса.
Над присутствующими в зале управления повисло уныние. Поскольку жёсткая посадка выпала из списка решаемых вопросов, NASA решило проверить различные функции аппарата и сделать снимки пролёта Луны. Попытка коррекции траектории усугубила начальную проблему: импульс, выданный двигателем, был точен по величине, но направлен в другую сторону – ошибка знака в программе управления... Промах вырос до 36785 км.
Подлетая к Луне на расстояние 50 тыс. км, Ranger 3 получил команду развернуться и начать съёмку. Телеметрия показала, что изначально всё шло по плану, но компьютер вдруг дал сбой. Остронаправленная антенна не смогла наладить контакт с Землёй. Камера включилась и начала передавать изображения, как требовалось, но из-за неправильного положения антенны наземная станция ничего не получила. Зонд пролетел мимо Луны и вышел на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 147 млн км, афелием 174 млн км и периодом обращения 406 дней. Единственными научными данными, полученными за время, пока аппарат находился в зоне видимости Голдстоуна, были показания фонового излучения от гамма-спектрометра, переданные всенаправленной антенной.