«Пионер-6» (P-30)
Pioneer VI (Atlas-Able 5A)


25 сентября 1960 года 15:13 - старт
T+17 мин - сгорел в атмосфере Земли

Ежегодник БСЭ 1961:

25 сентября и 15 декабря 1960 г. с мыса Канаверал были предприняты попытки запустить с помощью ракеты «Атлас-Эйбл» космический аппарат «Пионер-VI», предназначенный для изучения гравитационного и магнитного полей Луны и исследования радиоактивности в районе Луны. Предполагалось, что космический аппарат «Пионер-VI» весом 175 кг при подходе к Луне будет переведен при помощи тормозной двигательной установки на орбиту спутника Луны, проходящую на высоте 4800-6400 км от ее поверхности. В связи с неполадками во второй ступени ракеты запуск оказался неудачным.


Сиддики:
Научные инструменты:
1. Счетчик высокоэнергетического излучения
2. ионизационная камера
3. Трубка Гейгера-Мюллера
4. Счетчик низкоэнергетического излучения
5. два магнитометра
6. сцинтилляционный спектрометр.
7. Детектор микрометеороидов.
8. плазменный зонд
9. Солнечный сканер
Результаты: Этот зонд, Able VA, имел немного другой набор инструментов по сравнению с его предшественником Able IVB (запущен в ноябре 1959 года), но имел аналогичные цели миссии. Able VA должен был выйти на лунную орбиту примерно через 62,5 часа после запуска с параметрами 4000 х 2250 километров и периодом 10 часов. После запуска, в то время как первая ступень работала без проблем, вторая ступень Able сработала ненормально и преждевременно отключилась из-за отказа системы окислителя. Наземные диспетчеры все еще могли запустить двигатель третьей ступени, что сделало этот небольшой двигатель, построенный на STL, первым ракетным двигателем, который успешно воспламеняется и работает в космосе. Из-за отказа второй ступени космический корабль не смог набрать достаточной скорости и сгорел в атмосфере Земли через 17 минут после запуска. Позже, 15 ноября 1960 года, НАСА объявило, что два объекта из полезной нагрузки Able VA были обнаружены в Трансваале, Южная Африка.

Баевский. Исслед.косм. простр. (1969 год):
8. Космический аппарат Pioneer VI (Atlas-Able 5A)


Основная цель запуска-вывод аппарата на селеноцентрическую орбиту. Аппарат предназначался для исследования: окололунного пространства, измерений космической радиации, радиации в радиационном поясе Земли, напряженности магнитного поля Земли и в пространстве между Землей и Луной, обнаружения магнитного поля Луны, изучения солнечной плазмы, определения связи космической радиации и явлений в радиационном поясе Земли с солнечной активностью, регистрации метеорных частиц, измерения температуры поверхности аппарата. Запуск аппарата (рис. 4) произведен 25 сентября 1960 г. с. м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Able с РДТТ ABL-248 в качестве III ступени. До момента выключения двигателя II ступени полет проходил по траектории, близкой к расчетной. Для вывода аппарата на селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 6100 км. и апоселения 9150 км предусматривалось проведение 5 коррекций траектории: 1 коррекция-не позже чем через 60 сек после выключения двигателя III ступени с приращением скорости 0,44 км/сек, еще 3 коррекции с приращением скорости и последняя, 5-я коррекция с уменьшением скорости на 0,9 км/сек и доведением ее до 1,33 км/сек, через 60,5 час. после старта. Однако двигатель II ступени проработал меньше расчетного времени и не обеспечил требуемой скорости, аппарат не вышел на траекторию полета к Луне и 25 сентября упал в Африке.

Суммарный вес аппарата-176 кГ. Корпус шаровой формы диаметром 99 см изготовлен из алюминиевого сплава (9). Корректирующая двигательная установка (9) предназначена для коррекции траектории и перевода аппарата на селеноцентрическую орбиту. Вес установки-26 кГ. Двигательная установка двухкамерная, первая камера расположена в передней части аппарата с соплом, обращенным по направлению полета, вторая-с противоположной стороны с соплом против полета. Камеры расположены по оси вращения аппарата, сопла длиной по 20 см выступают за корпус. Топливом служит гидразин (вес 80 кГ), хранящийся в сферическом баке при начальном давлении 28,5 кГ/см2. Для воспламенения в камеры двигательной установки подается четырехокись азота, образующая с гидразином самовоспламеняющуюся смесь; четырехокись азота хранится в 6 бачках объемом по 8 см3, катализатором служит окись аммония. Система подачи топлива - вытеснительная с помощью сжатого азота, хранящегося в двух сферических баллонах при давлении 140 кГ/см2. По мере расходования азота давление в баллонах понижается и в устройство, определяющее длительность импульса при коррекции, автоматически вводится соответствующая поправка. Для подачи топлива в условиях невесомости аппарату придается с помощью 10 микроракетных двигателей вращение вокруг продольной оси, а горловины заборных трубопроводов расположены по «экватору» бака. К первой камере топливо подается по 2 трубопроводам, ко второй - по 4. Камеры имеют тягу от 7,3 до 11,3 кГ в зависимости от давления наддува бака с гидразином. Продолжительность импульса определяется потребной величиной коррекции, максимальный суммарный импульс в направлении полета-3400 кГ/сек, против полета-12 200 кГ/сек. Удельная тяга каждой камеры 230 сек.Степень расширения сопел-50. Установка разработана Лабораторией космической техники.

Система связи включает 2 передатчика мощностью по 1,5 вт с рабочей частотой 378,2 Мгц, 2 приемника и 4 алюминиевые дипольные антенны. В системе терморегулирования (9) использованы активные и пассивные средства. В нескольких местах снаружи корпуса нанесено темное покрытие, прикрываемое четырехлопастными створами белого цвета. При понижении температуры внутри корпуса до минимально допустимого уровня, темные участки открываются и поглощают тепло, при повышении температуры до максимально допустимой эти участки прикрываются лопастями и тепло излучается в пространство.

Система энергопитания имеет химические никель-кадмиевые батареи и солнечные элементы (1800 шт), расположенные на 4-х панелях.

Телескопы тройных совпадений (2 шт.) предназначены для изучения космической радиации высокой и низкой энергий в межпланетном пространстве, именно - определения типа и энергии космических частиц (протонов, электронов, альфа-частиц и более тяжелых частиц), изучения рентгеновских лучей и тормозного излучения. Каждый телеокоп состоит из 7 пропорциональных счетчиков в виде пакета трубок-6 трубок расположены по кольцу вокруг седьмой, центральной трубки; оба телескопа имеют свинцовую защиту 5 Г/см2 вокруг пакета счетчиков. Телескоп для частиц высокой энергии имеет счетчики из меди диаметром 12,6 мм, длиной 76,2 мм и толщиной стенок 0,71 мм; этим телескопом предполагалось регистрировать протоны с энергией E≥75 Мэв, электроны с энергией E≥ 13 Мэв и (центральным счетчиком) тормозное излучение с энергией E≥200 кэв. Телескоп для частиц низкой энергии имеет счетчики из стали с толщиной стенок 2,0 ±0,1 мм и свинцовой защитой на половине длины счетчиков; этим телескопом предполагалось регистрировать протоны с энергией E≥10 Мэв и электроны с энергией E≥0,5 Мэв. Поле зрения телескопов более 180°, их общий вес-4,1 кГ, энергопотребление-0,5 вт. Телескопы разработаны Университетом г. Чикаго.

Ионизационная камера интегрирующего типа, объединенная со счетчиком Гейгера, предназначена для изучения космической радиации. Камера разработана Калифорнийским технологическим институтом и Лабораторией реактивного движения и подобна камере, установленной на аппарате Ranger I, галогенный счетчик Гейгера с трубкой типа Anton 302, разработанный Университетом штата Айова, аналогичен счетчику, устанавливавшемуся на аппарате Pioneer IV. Объединенная аппаратура разработана Университетом штата Миннесота. Ионизационная камера предназначена для изучения радиации в космическом пространстве вне атмосферы Земли. Предполагалась регистрация протонов с энергией E≥10 Мэв, альфа-частиц с энергией E>40 Мэв и электронов с энергией E>0,5 Мэв. Точность измерений ±(0,5-1)%. Камера всенаправленного действия. Энергопотребление-4- 10 мвт. Описание счетчика Гейгера приведено выше для аппарата Pioneer IV. Магнитометр такой же, как на экспериментальном аппарате.

Аппаратура для изучения космических лучей, разработанная Центром космических полетов им. Годдарда, предназначена для изучения природы космических лучей, их вариаций вне магнитного поля Земли, связи солнечной активности с интенсивностью космических лучей, механизма 11-летнего цикла солнечной активности. В таблице 1 приведены характеристики аппаратуры.

Детектор микрометеоритов предназначен для определения плотности потока микрометеоров по траектории полета аппарата и на селеноцентрической орбите. Разработан Центром космических полетов им. Годдарда. Аппаратура для измерения температуры и изучения состояния поверхности аппарата разработана Центром космических полетов им. Годдарда.

Сцинтилляционный счетчик предназначен для регистрации первичных электронов и протонов низкой энергии, он состоит из пластикового сцинтиллятора диаметром около 25 мм и толщиной стенок 6,3 мм, вмонтированного в фотоумножитель Dumont 6467. Счетчик регистрирует электроны с энергией E≥200 кэв и протоны с энергией E≥2 Мэв, разработан Лабораторией космической техники.

Таблица 1

№ п/п Наименование прибора Назначение Энергия частиц,
Мэв 		Вес прибора, кГРазмер прибора, мм Энергопотребление, вт
1 Двойной сцинтилляционный телескоп (состоит из двух детекторов, один из которых-сцинтилляционный счетчик).Измерение полного потока космических лучей  0,765 508 x 635 1,25
Измерение потока протонов 70-750
Измерение потока а-частиц низкой энергии 
Измерение потока быстрых протонов>700
2 Кристаллический детектор (CsJ)Измерение энергетического спектра протонов и электронов0,1-20 0,615 106,6 x 63,50,2
Регистрация гамма-лучей низкой энергии солнечного происхождения 
3Телескоп Гейгера-Мюллера   0,400 127 x 63,5 0,3
защищённый счётчикИзмерение энергии потока протонов75
Измерение энергии потока электронов8
счетчик совпаденийИзмерение энергии потока космических лучей75

Анализатор протонов (плазменный зонд) предназначен для измерения потока протонов низкой энергии, их спектра, концентрации протонов в солнечной плазме при солнечных вспышках, изучения заряженных частиц в космосе и в радиационном поясе в период солнечной активности. Анализатором регистрируются протоны с энергией Ј=0,2-20 кэв с точностью ±5%, угловое разрешение 20°, энергопотребление- 145 Мет; разработан Научно-исследовательским центром им. Эймса.

Головные организации по разработке аппарата-Центр космических полетов им. Годдарда и Лаборатория космической техники, по разработке программы исследований-NASA и Центр космических полетов им. Годдарда.

НК:
В распоряжении NASA остался аппарат Р-1, изготовленный ранее для выхода на орбиту спутника Венеры. Администрация Эйзенхауэра дала разрешение доработать его и запустить к Луне во 2-м квартале 1960 г. Кроме того, было выделено около 1 млн $, чтобы изготовить запасной экземпляр КА и запустить его в 3-м квартале. (Ракета обошлась намного дороже - примерно в 6 млн.) Однако в апреле 1960 г. стало известно, что пуск нового спутника Луны отложен на 25 августа, а запасного - на 14 ноября.
Аппараты Р-30 и Р-31, как и аварийный зонд 1959 года, были выполнены в виде сферы диаметром 99.1 см с 50 «вертушками» системы терморегулирования на корпусе, двумя ЖРД и двумя дипольными антеннами на «полюсах» сферы и четырьмя панелями солнечных батарей на штангах. Фотоэлементы были защищены от радиационных повреждений стеклянным покрытием и ИК-фильтром. Командный приемник мог дешифровать и запустить на исполнение 20 операций, включая работу ЖРД. Бортовая кабельная сеть имела в длину более 3 км.
Из состава полезной нагрузки были исключены телевизионный сканер (поскольку его «картинка» заранее проигрывала съемкам «Луны-3») и приемник ОНЧ-радиоволн; вместо них ввели сцинтилляционный спектрометр STL для поиска лунных радиационных поясов и плазменный зонд Исследовательского центра имени Эймса NASA, предназначенный для измерения энергии и момента импульса протонов солнечного ветра, а также для изучения радиационного воздействия солнечных вспышек. Вместе со сканером убрали специальный передатчик, и оставили два маломощных, по 1.5 Вт. Данные - суммарные за период отсутствия связи и текущие в режиме реального времени - передавались в цифровом формате.
Бортовой комплект приборов также включал телескоп космических лучей, ионизационную камеру и счетчик Гейгера-Мюллера, сцинтилляционный счетчик, магнитометры и микрометеоритный датчик. На Р-31 был дополнительно установлен твердотельный детектор Университета Чикаго для регистрации потока протонов низких энергий, и этот аппарат был чуть-чуть тяжелее: 176.0 вместо 175.5 кг.
Масса зонда складывалась из конструкции и оболочки (21.8 кг), двигательной установки (97,1 кг, в т.ч. 68.5 кг гидразина), источников питания, аппаратуры и научных приборов (57.2 кг). Через 60.5 час после старта зонд должен был достичь точки в 7100 км от Луны. Уменьшив свою селеноцентрическую скорость с 2100 до 1250 м/с, он перешел бы с пролетной траектории на орбиту высотой 2400x4350 км с периодом обращения 9-10 часов*.

* Данные NASA для КА Р-31. Для лунного зонда Р-30 в печати называлась расчетная орбита высотой 6100x9200 км с периодом 16 часов.

25 сентября 1960 г. с Канаверала стартовала ракета Atlas Able V с зондом Р-30. Первая ступень отработала 275 секунд в полном соответствии с заданной программой и на высоте около 370 км успешно отделилась. Вторая ступень из-за неисправности в системе подачи окислителя не развила полную тягу и выключилась досрочно, а третья не запустилась вовсе. Зонд был отделен и прошел по баллистической траектории, разрушившись в атмосфере над Африкой. Его сигналы принимались до 1020-й секунды полета, причем за время суборбитального полета инженеры STL успели выдать команды и испытать работу гидразиновой ДУ. 15 ноября NASA объявило, что два обломка были найдены в Трансваале в Южной Африке.