«Ракетно-космическая техника»

США. Космические аппараты «Маринер III» и «Маринер IV»

5 и 28 ноября 1964 г. ракетами «Атлас-Аджена D» запущены космические аппараты «Маринер III» и «Маринер IV», предназначенные для исследования межпланетного пространства и планеты Марс. Аппарат «Маринер III» вышел на нерасчетную траекторию и связь с ним потеряна (см. «РТ» № 45, 1964, стр. 11). Аппарат «Маринер IV» выведен на траекторию, близкую к расчетной (см. «РТ» № 48, 1964, стр. 2), и в июле 1965 г. должен пройти на расстоянии ~ 8700 км от Марса [25]. С аппаратом поддерживается уверенная связь [39]. Ниже дается описание аппарата «Маринер IV»¹, приводятся сведения о расчетной программе его полета², а также сообщаются фактические данные о запуске и полете аппаратов «Маринер III» и «Маринер IV» (для последнего, по состоянию на 15 февраля 1965 г.).

Космический аппарат «Маринер IV» предназначен для получения телевизионных изображений поверхности Марса, определения плотности атмосферы планеты, выяснения наличия у Марса магнитного поля и радиационных поясов, а также для исследования магнитных полей, солнечной плазмы, космических лучей и метеорных потоков в межпланетном пространстве. Для того, чтобы аппарат полностью выполнил свои задачи, он должен пройти на расстоянии не более 14 000 км от поверхности Марса³ в пределах расчетной зоны (16000 11 000 км). Падение аппарата на Марс нежелательно, поскольку это помешало бы передаче на Землю телевизионных изображений поверхности Марса (эти изображения предполагают передавать в течение нескольких суток после пролета аппарата мимо Марса). Падение аппарата на Марс нежелательно еще и потому, что аппарат не стерилизован [4, 16, 24]. По оценке американских специалистов, при полете по скорректированной траектории вероятность падения аппарата на Марс не превышает 10^-4 [19]. Траектория аппарата (рис. 1) выбрана с таким расчетом, чтобы в момент максимального сближения с Марсом он находился над южным полушарием планеты (предполагается, в частности, получить телевизионные изображения полярной шапки [20]), а затем облетел Марс со стороны, в данное время невидимой с Земли, что необходимо для измерения плотности атмосферы Марса [4, 5, 7, 24].

1 Аппарат «Маринер IV» («Маринер D») полностью идентичен аппарату «Маринер III» («Маринер С»). Приводимое описание аппарата «Маринер IV» несколько отличается от описаний, публиковавшихся в иностранных источниках ранее (см., например, «РТ» № 26, 1963, стр. 4-7). ² Расчетная программа полета аппаратов «Маринер IV» и «Маринер III» одинакова. ³ Отмечается, что полезные данные о Марсе будут получены и в том случае, если это расстояние не превысит 87000 км.

Высота космического аппарата «Маринер IV» (рис. 2) составляет 2,9 м, максимальный поперечный размер корпуса 1,27 м, размах в развернутом положении 6,9 м. Вес аппарата «Маринер IV» составляет 260,8 кг, в том числе [2, 4, 16]:

Корпус Телевизионная аппаратура Научные приборы Панели с солнечными элементами Серебряно-цинковая батарея Приемник, передатчики, кабельная сеть, антенны Корректирующая двигательная установка (КДУ) Система ориентации и стабилизации (включая автопилот) Вычислительное и программное устройство (ВПУ)г

13,6 кг 5,0 кг 27,2 кг 33,9 кг 15,0 кг 19,3 кг 21,5 кг 28,3 кг 5,2 кг

Корпус аппарата, изготовленный из магниевого сплава, представляет собой восьмигранную призму, разделенную на восемь отсеков, в которых размещаются:

Отсек 1. Часть оборудования системы электропитания и синхронизатор.

Отсек 2. КДУ (включая топливный бак и баллоны со сжатым азотом для вытеснения топлива).

Отсек 3. Оборудование, связанное с научными приборами, а также часть оборудования системы связи и телеметрии.

Отсек 4. Часть оборудования системы связи и телеметрии.

Отсеки 5 и 6. Приемник, два передатчика и устройство для записи телевизионных изображений.

Отсек 7. ВПУ и оборудование системы ориентации и стабилизации.

Отсек 8. Регуляторы мощности и серебряно-цинковая батарея.

К корпусу аппарата крепятся четыре панели (1,8x0,9 м) с солнечными элементами. К концам панелей присоединены «солнечные паруса» (см. рис. 2, позиция 9), используемые в качестве вспомогательных органов стабилизации аппарата по тангажу и рысканию¹. По командам автоматической системы ориентации и стабилизации паруса отклоняются таким образом, чтобы под воздействием давления солнечных лучей создавался соответствующий крутящий момент. Основными управляющими органами системы ориентации и стабилизации служат реактивные соп-ла 21, установленные на концах панелей с солнечными элементами.

На корпусе установлена коническая подставка 13, к которой крепится отражатель 3 направленной антенны. Отражатель (1,2 0,5 м) сотовой конструкции имеет параболическое сечение, вес его 2,1 кг. К конической подставке крепятся также первичные солнечные датчики 6, детектор метеорных частиц 12, приборы 10 для регистрации заряженных частиц и детектор солнечной плазмы 11. Всенаправленная антенна 1 монтируется на волноводе (длина 2,2 м, диаметр 0,1 м), на котором смонтированы также приборы 14 для исследования космических лучей и магнитометр 2. На днище корпуса установлены на поворачивающейся платформе телевизионная камера 17 и два датчика 18 направления на Марс. Один датчик широкоугольный (50°), другой узкоугольный (1,5°). На днище корпуса установлены также вторичные солнечные датчики 20 и датчик 16 направления на звезду Канопус. «Телескоп» 19 для регистрации заряженных частиц установлен так, что он выступает из днища корпуса [6, 14, 16, 24].

Телевизионная камера (см. «РТ» № 36, 1964, стр. 11, 12) рассчитана на получение 22 кадров, каждый из которых при съемке с расчетного расстояния будет охватывать участок поверхности Марса размером ~ 300x300 км. Разрешающая способность камеры при съемке с расчетного расстояния 2-2,5 км [6, 7, 20], что примерно в 100 раз превышает разрешающую способность телескопов при наблюдении Марса и сравнимо с их разрешающей способностью при наблюдении Луны [4, 20]. Съемка будет производиться поочередно через красный и зеленый фильтры [3].

Магнитометр (чувствительность 0,5 гамма) на парах гелия предназначен для измерения напряженности магнитного поля по трем осям. С помощью этого прибора предполагают, в частности, определить ориентацию магнитного поля Марса относительно его оси [6, 7]. Вес магнитометра 0,6 кг, вес электронного оборудования 2,7 кг, потребляемая мощность 7 вт [33].

Три счетчика Гейгера-Мюллера (А, В и С) и детектор на кремниевом диоде предназначены для регистрации заряженных частиц, в частности, частиц, захваченных магнитным полем Марса. Счетчики А и В регистрируют протоны с энергией свыше 500 кэв и электроны с энергией свыше 40 кэв, счетчик С-протоны с энергией свыше 900 кэв и электроны с энергией свыше 70 кэв. Детектор регистрирует протоны в диапазонах 500 кэв 8 Мэв и 900 кэв 5,5 Мэв. Эти приборы позволяют определить тип частиц и их энергетический спектр. Общий вес приборов 1 кг [6, 7, 33].

¹ Какие оси приняты за оси тангажа, рыскания и крена ясно из рис. 5 на стр. 14.

Детектор солнечной плазмы предназначен для регистрации идущего от Солнца потока протонов с энергией 30-10 000 эв. Прибор позволит определить скорость, энергетический спектр, плотность, температуру и направление потока, а также изменение этих параметров во времени [6, 7]. Вес детектора 2,9 кг, потребляемая мощность 3 вт. Он установлен под углом 10° к продольной оси аппарата [6, 7, 33].

Ионизационная камера и счетчик Гейгера-Мюллера предназначены для исследования космических лучей, в основном лучей галактического происхождения. Приборы могут регистрировать протоны с энергией свыше 10 Мэв, электроны с энергией свыше 0,5 Мэв и альфа-частицы с энергией свыше 40 Мэв. Общий вес приборов 1,3 кг [7, 33].

«Телескоп» (система из трех детекторов) предназначен для регистрации заряженных частиц в космических лучах. Вес телескопа 1,1 кг. Телескоп позволит определить направление движения частиц и классифицировать их по следующим энергетическим диапазонам:

Протоны: 0,8-15 Мэв; 15-80 Мэв; 80-190 Мэв.

Альфа-частицы: 2-60 Мэв; 60-320 Мэв; свыше 320 Мэв [33].

Детектор метеорных частиц позволит определить их количество движения и распределение вблизи Земли, в межпланетном пространстве и в системе Марс-Деймос-Фобос. Детектор может регистрировать частицы весом от 10- 13 г и выше [6, 7, 13, 28, 33J.

На аппарате первоначально предполагали установить также инфракрасный и ультрафиолетовый фотометры, но затем от этого отказались [3, 6, 13].

Все установленные на аппарате научные приборы начали работу не-медленно после вывода аппарата на траекторию полета к Марсу (вскоре после начала работы детектор солнечной плазмы вышел из строя) [30]. Телевизионная камера будет включена только при прохождении аппарата мимо Марса [6].

Измерения плотности атмосферы Марса будут проведены в тот период, когда радиосигналы от аппарата будут проходить через толщу атмосферы Марса (см. рис. 1, позиция Г). Плотность атмосферы будут определять, в частности, по изменению частоты этих сигналов. При определении изменений частоты будут использоваться установленные на наземных станциях очень точные (ошибка не более 10-11) эталоны частоты. Предполагают, что эти измерения позволят определить плотность атмосферы Марса с ошибкой не более 5-10% [2, 3, 5].

Энергетическая система космического корабля «Маринер IV» включает в себя 28 224 солнечных элемента и подзаряжаемую ими серебряно-цинковую батарею. Батарея обеспечивает электропитание до развертывания панелей с солнечными элементами и ориентации аппарата относительно Солнца, а также в период коррекции траектории, когда панели с солнечными элементами не обращены к Солнцу. В период пролета аппарата мимо Марса батарея может использоваться в качестве запасного источника питания. На аппарате установлены два сдублированных регулятора мощности. Панель с солнечными элементами представляет собой гофрированный лист (80 мк) из алюминиевого сплава с приклеенным к нему плоским листом (76 мк) из такого же сплава, на котором монтируются солнечные элементы. Мощность, обеспечиваемая солнечными элементами, в начале полета составляет 640 вт, у Марса-310 вт [16]¹, потребляемая мощность колеблется от 255 вт (в период коррекции траектории) до 140 вт [16]. Солнечные элементы снабжены теплозащитными экранами-фильтрами [16]. Температура элементов, согласно расчетам, в начале полета составит 59°С, а у Марса - 12°С [6].

¹ Согласно источнику [6], 690 и 299 вт.

Расчетная емкость серебряно-цинковой батареи составляет при температуре 10-50°С в начале полета 1200 вт-час, а в период пролета мимо Марса 900 вт-час. Батарея обеспечивает силу тока до 9,5 а при напряжении 25,8-33,3 в.

В основном бортовое оборудование аппарата использует переменный ток¹ частотой 2400 гц: электромоторы, раскручивающие гироскопы автопилота, - трехфазный ток частотой 400 гц, электромотор устройства для записи телевизионных изображений и электромотор, поворачивающий платформу с телевизионной камерой и датчиками направления на Марс, -однофазный ток частотой 400 гц [16].

Система связи и телеметрии космического аппарата «Маринер IV» включает в себя командный приемник, два передатчика, две антенны, устройство для записи телевизионных изображений и другое оборудование. На аппарат может быть передано до 30 различных команд, одна из которых (на проведение коррекции траектории) вводится в память ВПУ, а остальные выполняются немедленно. Телеметрическая информация, передаваемая аппаратом, делится на три категории:

«Научная информация» (данные от научных приборов). «Инженерная информация» (данные о работе бортового оборудования, например, об электрическом напряжении, давлении, температуре, положении солнечных парусов и жалюзи).

«Телевизионная информация» (изображения поверхности Марса).

Система связи и телеметрии (100 каналов) может передавать одновременно информацию от 90 научных приборов и датчиков. Система может работать в четырех режимах:

1. Передача инженерной информации. В таком режиме система работает в период коррекции траектории.

2. Передача научной и инженерной информации: после 280 двоичных единиц научной информации следуют 140 двоичных единиц инженерной информации, затем цикл повторяется. В таком режиме система работает в течение всего полета до сближения с Марсом (исключая период коррекции).

3. Передача научной информации в сочетании с инженерной информацией о работе телевизионной аппаратуры. В таком режиме система работает в период пролета мимо Марса.

4. Передача телевизионной и научной информации в сочетании с инженерной информацией о работе некоторых систем. В таком режиме система работает после пролета мимо Марса.

Научная и инженерная информация передается в реальном масштабе времени. В период пролета мимо Марса научная информация, кроме того, записывается для последующей передачи. Для этой цели на аппарате установлены два запоминающих устройства емкостью по 1320 двоичных единиц [7, 13, 16]. Телевизионные изображения передаются только с записи [16]. Запись телевизионных изображений производится со скоростью 10 700 двоичных единиц в секунду. Для записи одного изображения потребуется примерно 250 000 двоичных единиц [7]. В устройстве для записи используется лента шириной 6,3 мм с двумя дорожками. Длина ленты около 100 м [6].

В начале полета, пока аппарат находился на сравнительно небольшом расстоянии от Земли, вся информация передавалась со скоростью 33 ⅓ двоичной единицы в секунду. 3 января 1965 г. оборудование было переключено на передачу со скоростью 8 ⅓ двоичной единицы в секунду [6, 7, 34]. Эта скорость сохранится при всех последующих сеансах связи с аппаратом. Во время сеансов через определенные интервалы с аппарата посылаются синхронизирующие импульсы, по которым выверяется наземное приемное оборудование [13, 16].

¹ Об устройствах для преобразования постоянного тока в переменный данных не приводится.

Командный приемник работает на частоте 2113 Мгц, оба передатчика - на частоте 2295 Мгц. Один из передатчиков имеет объемно-резонаторный усилитель (мощность на выходе 6,5 вт), второй - усилитель на ЛБВ (10,5 вт), использующий высокое напряжение. В начале полета использовался передатчик с объемно-резонаторным усилителем, а с 14 декабря - передатчик с усилителем на ЛБВ, рассчитанный на большую продолжительность работы. Этот передатчик в начале полета не использовался, потому что пока аппарат не вышел за пределы земной атмосферы, мог произойти пробой.

До марта 1965 г. будет использоваться всенаправленная антенна, а затем по команде ВПУ будет произведено переключение радиоборудования на направленную антенну, которая, начиная с этого момента, будет постоянно обращена к Земле. В случае необходимости, переключение может быть произведено по команде с Земли [16, 26].

Связь с аппаратом «Маринер IV» и слежение за ним в настоящее время осуществляют станции системы DSIF в Голдстоне (США, шт. Калифорния), в Крюгерсдорпе (ЮАР, близ Йоганнесбурга) и на полигоне Вумера (Австралия). Возможно, позже для этой цели будут использовать станции в Робледо де Чавела (Испания, близ Мадрида) и в Тидбинбилла (Австралия, близ Канберры) [4]¹.

Корректирующая двигательная установка (КДУ) космического аппарата «Маринер IV» работает на однокомпонентном топливе (безводный гидразин). Для инициирования реакции разложения гидразина в камеру ЖРД впрыскивается четырехокись азота, образующая с гидразином самовоспламеняющуюся смесь. Для поддержания реакции в камеру помещен специальный катализатор. Гидразин находится в эластичном (резиновом) баке, помещенном в жесткий сферический кожух. В двигательной установке используются пусковые и отсечные клапаны одноразового действия с пиротехническими устройствами. Для включения ЖРД открываются клапан на линии подачи сжатого азота в кожух и клапан на входе в камеру ЖРД. Для отсечки тяги перекрываются клапан на входе в камеру ЖРД и клапан подачи сжатого азота в кожух. КДУ имеет две независимые линии с пусковыми и отсечными клапанами, что позволяет включать двигатель дважды. Тяга ЖРД 23 кг, минимальная продолжительность импульса тяги 0,05 сек, максимальная - 100 сек. Приращение скорости в результате минимального импульса составляет менее 0,05 м/сек, максимального - 84 м/сек [16]. Согласно расчетам, КДУ может ликвидировать начальный «промах», если он не превышает 1,2 млн. км [15].

Система ориентации и стабилизации использует 12 управляющих реактивных сопел, работающих на сжатом азоте, а также 4 солнечных паруса. Сопла объединены в два автономных блока (по 6 сопел). Каждый блок использует баллон из титанового сплава, содержащий 1,13 кг азота под давлением 175 кг/см². В полете работают оба блока, но достаточно было бы одного. Сопла работают по командам, поступающим от первичных и вторичных солнечных датчиков (для ориентации и стабилизации по тангажу и рысканию), а также от датчика направления на звезду Канопус (для ориентации и стабилизации по крену, что необходимо при коррекции траектории и для обеспечения направленности антенны на Землю). Установленный на аппарате датчик направления на звезду Канопус чувствителен к звездам, яркость которых составляет от 0,3 до 8 яркости звезды Канопус. Поэтому датчик может захватить и другую звезду, близкую к Канопусу по яркости. По поступающей на Землю информации о яркости захваченной звезды определяют, является ли она Канопусом. В качестве дополнительного средства проверки служит датчик направления на Землю: Земля попадает в поле зрения этого датчика только в том случае, если захвачена именно звезда Канопус. Если устанавливается, что захваченная звезда не Канопус, то поиск возобновляется. Вес датчика направления на звезду Канопус 2,3 кг, потребляемая мощность 1,5 вт [6, 13, 16].

¹ См. «РКТ» № 7, 1965, стр. 20, 21.

В систему ориентации входит автопилот, используемый во время проведения коррекции траектории. Автопилот, включающий в себя три гироскопа, выдает, в частности, команды газовым рулям ЖРД, которые обеспечивают ориентацию аппарата в период работы КДУ [16, 24].

Солнечный парус представляет собой каркас из алюминиевого сплава, на который натянута майларовая пленка с алюминиевым покрытием. Площадь паруса 0,65 м². До развертывания панелей с солнечными элементами паруса прижаты к ним с той стороны, где нет элементов. После развертывания панелей развертываются и паруса. Положение парусов регулируется с помощью электромеханических и термомеханических приводов. Общий вес парусов, приводов и связанных с ними кабелей составляет менее 0,7 кг. Паруса обеспечивают точную стабилизацию аппарата по тангажу и рысканию. Грубую стабилизацию по трем осям обеспечивают управляющие реактивные сопла [16, 30].

Вычислительное и программное устройство космического аппарата «Маринер IV» предназначено для расчетов и выдачи команд на выполнение следующих операций:

1. Развертывание панелей с солнечными элементами.

2. Включение системы ориентации и стабилизации.

3. Развертывание солнечных парусов.

4. Включение датчика направления на звезду Канопус.

5. Поворот аппарата по тангажу и крену перед включением КДУ.

6. Включение и отсечка КДУ.

7. Уменьшение скорости передачи телеметрической информации с 33 ⅓ до 8 ⅓ двоичной единицы в секунду.

8. Переключение радиоаппаратуры со всенаправленной антенны на направленную.

9. Изменение направления линии визирования датчика звезды Канопус.

10. Включение датчиков направления на Марс и телевизионной камеры при сближении аппарата с Марсом.

11. Включение оборудования, обеспечивающего передачу записанных телевизионных изображений и данных от научных приборов после пролета мимо Марса.

Система терморегулирования космического аппарата «Маринер IV» предусматривает использование теплоизоляции, жалюзи и специальных красок. Теплоизоляцией снабжена обращенная в полете к Солнцу подставка для направленной антенны, что защищает от перегрева оборудование, размещенное в корпусе аппарата. Внутренний слой теплоизоляции изготовлен из тефлона, затем следуют 30 слоев майларовой пленки с алюминиевым покрытием и внешний слой из дакрона. Подобная теплоизоляция имеется и на днище корпуса, где она защищает размещенное в корпусе оборудование от переохлаждения. Жалюзи (см. рис. 2, позиция 8) имеются на шести из восьми гранях корпуса. Каждая грань снабжена 22 полированными металлическими жалюзи с 11 независимыми приводами (один привод на две жалюзи). Каждый привод представляет собой биметаллическую спираль, которая в зависимости от температуры изменяет длину и этим регулирует положение жалюзи. Приводы откалиброваны таким образом, чтобы жалюзи были полностью открыты при температуре выше 29°С и полностью закрыты при температуре ниже 12,8°С. Оборудование, находящееся вне корпуса, полируется или покрывается краской. Например, отражатель направленной антенны окрашен в зеленый цвет, что, как полагают, обеспечит при пролете мимо Марса температуру, близкую к комнатной. Для выбора наиболее рациональной окраски оборудования была изготовлена специальная модель аппарата «Маринер», которая подвергалась испытаниям в имитированных термических условиях полета [16].

При запуске на атмосферном участке траектории аппарат «Маринер IV» был прикрыт теплозащитным обтекателем, который по достижении определенной высоты был сброшен. Обтекатель (ри. 3) был изготовлен из магниевого сплава с присадками тория, носок обтекателя - из бериллиия. Изнутри и снаружи обтекатель имел покрытие из стеклопластика «Файберглас» [15, 17, 21]. Для аппарата «Маринер III» использовался более легкий (на 17,2 кг [18]) обтекатель, изготовленный из двух слоев «Файбергласа» с сотовой прослойкой между ними. В полете этот обтекатель деформировался и не отделился, в результате чего запуск аппарата «Маринер III» окончился неудачей [17, 21].

Головной организацией по разработке и изготовлению космических аппаратов «Маринер III» и «Маринер IV» является Лаборатория реактивного движения Калифорнийского политехнического института, работающая по контрактам NASA.

Расходы на разработку аппаратов составили 62 млн. долл., расходы на изготовление трех аппаратов («Маринер III», «Маринер IV» и запасной аппарат) и приобретение двух ракет-носителей - 35 млн. долл., расходы на запуск, слежение и обработку данных составят 15 млн. долл. Таким образом, общая сумма расходов достигнет 112 млн. долл. [3, 8].

Согласно расчетной программе полета, примерно через 2 мин после старта ракеты-носителя «Атлас-Аджена D» с космическим аппаратом «Маринер IV» подается команда на выключение стартовых ЖРД первой ступени (ракета «Атлас»). После выключения стартовые ЖРД отделяются, а основной ЖРД ракеты «Атлас» продолжает работать еще ~3 мин. После отсечки основного и верньерных ЖРД ракеты «Атлас» она отделяется исключаются установленные на ней тормозные РДТТ [24]. Примерно через 6 мин после старта по команде бортового временного устройства включается двигатель второй ступени (ракета «Аджена D»), который работает ~2 мин и выключается по команде датчика скорости по достижении скорости 7,82 км/сек. Ракета «Аджена D» с аппаратом должна выйти на близкую к круговой геоцентрическую орбиту высотой 185 км. Ракета движется по этой орбите, пока не достигнет расчетной точки, где двигатель ракеты включается вторично и переводит ракету с аппаратом на гелиоцентрическую траекторию полета к Марсу (рис. 4). Вторичное выключение двигателя ракеты обеспечивается тем же датчи: ком скорости по достижении 11,44 км/сек. После выключения двигателя ракета по команде бортового временного устройства отделяется от аппарата, разворачивается на 180°, и включается двигатель ракеты, обеспечивающий ее торможение. При этом ракета переходит на гелиоцентрическую траекторию, отличную от траектории аппарата. Торможение ракеты необходимо, чтобы исключить возможность падения ее на Марс (ракета не стерилизована) и чтобы она не следовала на близком расстоянии за аппаратом, иначе датчики аппарата могут реагировать на отраженный от ракеты солнечный свет.

После отделения ракеты от аппарата производятся следующие операции:

1. Передатчики на аппарате переводятся в режим работы на полной мощности. Ранее они работали на неполной мощности во избежание высоковольтного разряда во время полета на «критических высотах» (45-75 км).

2. Включаются научные приборы.

3. Включается ВПУ. До этого момента оно было выключено во избежание подачи случайных команд.

4. Выключается, работавшее до этого момента устройство для записи телевизионных изображений. Устройство работало для того, чтобы в период вывода аппарата на орбиту держать ленту в натянутом состоянии, иначе она может ослабнуть и перепутаться.

5. Включается система ориентации и стабилизации и начинается поиск Солнца, который должен закончиться через 20 мин. Одновременно аппарат приводится во вращение относительно продольной оси, что необходимо для калибровки магнитометра.

6. По командам временного устройства (примерно через 80 сек после отделения второй ступени) развертываются панели с солнечными элементами и солнечные паруса, а также расстопоривается поворачивающаяся платформа, да которой установлены датчики направления на Марс и телевизионная камера. Временное устройство выдает эти команды через 30-50 мин после старта. Время подачи команд зависит от продолжительности движения второй ступени с аппаратом по геоцентрической орбите, что, в свою очередь, определяется датой запуска. Если это устройство не сработает, то эти команды выдаст ВПУ через 53 мин после старта. После развертывания панелей с солнечными элементами и ориентации аппарата относительно Солнца серебряно-цинковая батарея отключается, и аппарат переходит на питание от солнечных элементов.

Через 16 час 30 мин после старта по команде ВПУ включается датчик-направления на звезду Канопус. Для обеспечения сканирование этого датчика аппарат изменяет скорость вращения относительно продольной оси. Звезда Канопус должна быть захвачена не более чем за 75 мин. За время полета направление линии визирования на звезду Канопус изменяется для компенсации изменения положения продольной оси аппарата относительно этой звезды. Изменения направления линии визирования производятся 4 раза по команде ВПУ или по команде с Земли. Заданная ориентация аппарата относительно Солнца и звезды Канопус должна поддерживаться в течение всего полета, за исключением периода коррекции траектории.

Первая коррекция траектории должна быть проведена через 2-10 суток после старта. Коррекция траектории рассчитывается в Лаборатории реактивного движения, и в память ВПУ вводится информация о потребных углах поворота по тангажу и крену, а также о потребной продолжительности работы КДУ. Поворот по тангажу и крену необходим для обеспечения требуемого направления вектора тяги КДУ. В соответствующий момент ВПУ выдает команды на разворот и команды на включение и выключение КДУ. На время коррекции аппарат теряет Солнце и звезду Канопус, а затем снова ориентируется (рис. 5). При необходимости может быть проведена вторая коррекция.

Примерно через девять недель после старта по команде ВПУ или по команде с Земли скорость передачи телеметрической информации снижается с 33 ⅓ до 8 ⅓ двоичной единицы в секунду. Примерно через двенадцать недель после старта радиооборудование аппарата переключается со всенаправленной антенны на направленную [24].

За 6 час 20 мин до момента максимального сближения с Марсом по команде ВПУ или по команде с Земли подводится питание к телевизионной аппаратуре, устройству для записи телевизионных изображений, механизму поворачивающейся платформы и датчикам направления на Марс. По команде ВПУ срабатывает пиротехническое устройство, сбрасывающее крышку с объективов телевизионной камеры и датчиков направления на Марс. Платформа начинает поворачиваться, обеспечивая сканирование этих датчиков. Одновременно начинает работать телевизионная камера, однако полученные изображения пока не записываются. Когда широкоугольный (50°) датчик направления на Марс захватывает планету, угол сканирования платформы уменьшается, а система связи и телеметрии переходит на передачу научной информации в сочетании с инженерной информацией о работе телевизионной аппаратуры (третий режим, см. стр. 9). Когда планету захватывает узкоугольный (1,5°) датчик направления на Марс, положение платформы фиксируется, и начинается запись телевизионных изображений. Получение изображений с одновременной записью должно продолжаться в течение ~30 мин. Непосредственно перед входом аппарата в невидимую с Земли зону, будет проведен эксперимент по определению плотности марсианской атмосферы. Продолжительность этого эксперимента около минуты. На время пребывания аппарата в невидимой с Земли зоне (~ 1 час) связь с ним прекратится. Через ~8 час после максимального сближения с Марсом все научные приборы выключаются, а еще через 6 час начинается передача записанных телевизионных изображений. После передачи каждого изображения, на что потребуется примерно 8 час 20 мин, в течение 1 час 30 мин будет передаваться научная информация, записанная во время пролета мимо Марса, а также инженерная информация о работе некоторых систем (четвертый режим). Когда будут переданы все 22 телевизионных изображений (на это потребуется около 10 суток), начнется вторичная¹ передача.

Затем, если связь с аппаратом не прекратится, научные приборы будут снова включены и начнется передача научной и инженерной информации (второй режим) до того момента, пока связь с аппаратом не прекратится [3, 6, 15, 20, 24].

В период пролета мимо Марса аппарат «Маринер IV» будет находиться на расстоянии более 200 млн. км от Земли. Скорость аппарата относительно Марса в этот период составит ~5 км/сек [24].

Расчетная траектория полета аппаратов «Маринер» определялась с учетом влияния гравитационных сил Солнца, Земли, Марса, Юпитера, Венеры и Меркурия, а также с учетом влияния «солнечного ветра». Траектория аппаратов выбиралась с учетом, следующих требований:

1. Минимальные энергетические затраты. Это требование диктовалось стремлением доставить к Марсу максимально возможную полезную нагрузку с помощью отработанной ракеты «Атлас-Аджена D», энергетические характеристики которой ограничены. Чтобы соблюсти это требование, пришлось отказаться от траекторий, обеспечивающих более быстрое достижение Марса. В связи с этим бортовое оборудование аппаратов должно работать более длительное время, то есть увеличится вероятность отказов. Кроме того, в период пролета аппарата мимо Марса расстояние между Землей и аппаратом будет больше, что усложнит связь.

2. Аппарат не должен удаляться от Солнца более чем на 260 млн. км. Это требование диктовалось необходимостью обеспечить эффективность солнечных элементов.

3. Марс и его спутники не должны оказаться между аппаратом и Солнцем или попасть в поле зрения датчика направления на звезду Канопус.

4. Пролет мимо Марса должен быть в тот период, когда аппарат находится в пределах прямой видимости со станции слежения в Голдстоне, имеющей наиболее мощный передатчик [12, 13, 24].

¹ Отмечается [15], что в случае необходимости передача телевизионных изображений может быть повторена еще несколько раз (при условии, что связь с аппаратом не прекратится вследствие большого удаления его от Земли).

Космический аппарат «Маринер III» был запущен 5 ноября 1964 г. ракетой-носителем «Атлас-Аджена D» со стартового комплекса № 13 на мысе Кеннеди. Полет аппарата протекал согласно расчетной программе до 322-й секунды, когда должен был отделиться носовой обтекатель (вес. 136 кг). Вследствие деформации обтекателя он не отделился, и ракета «Аджена D» в конце активного участка сообщила аппарату скорость на 254 м/сек меньше расчетной. Аппарат (с неотделившимся обтекателем) вышел на нерасчетную гелиоцентрическую траекторию и пройдет на очень большом расстоянии от Марса (67,6 млн. км). Максимальное сближение аппарата с Марсом произойдет 16 апреля 1965 г. [8, 9, 12].

После отделения ракеты «Аджена D» от аппарата, по команде временного устройства должны были развернуться панели с солнечными элементами. Сигнала о выполнении этой команды не поступило. Как показал последующий анализ, развертыванию панелей помешал неотде-лившийся обтекатель. На аппарат было послано 17 аварийных команд, в частности, команды на включение управляющих реактивных сопел, на поиск Солнца и на выключение начавших работу научных приборов (в целях экономии энергии батареи). Примерно через 10 час после запуска батарея разрядилась и связь с аппаратом прекратилась. В этот момент он находился на расстоянии 122 300 км от Земли [11, 12J.

Космический аппарат «Маринер IV» был запущен 28 ноября 1964 г. в 14 час 22 мин¹ ракетой-носителем «Атлас-Аджена D» со стартового комплекса № 12 на мысе Кеннеди (рис. 6). Первая ступень ракеты-носителя сообщила второй ступени с аппаратом скорость, отличающуюся от расчетной на 0,15 м/сек (допустимое отклонение 2,1 м/сек).

¹ Здесь и далее время по Гринвичу.

После прекращения работы двигателей первой ступени полет протекал следующим образом:

Т¹+ 5 мин 24 сек - отделение первой ступени;

Т + 6 мин 19 сек - включение Двигателя второй ступени;

Т + 8 мин 46 сек - выключение двигателя второй ступени; выход ступени с аппаратом на круговую геоцентрическую орбиту высотой 185 км;

Т + 40 мин 45 сек - вторичное включение двигателя второй ступени;

Т + 42 мин 21 сек - выключение двигателя второй ступени; выход ступени с аппаратом на траекторию полета к Марсу. В момент отсечки двигателя аппарат имел скорость 11,44 км/сек;

Т + 45 мин 01 сек - отделение второй ступени от аппарата;

Т + 47 мин 30 сек - окончание развертывания панелей с солнечными элементами;

Т + 66 мин 10 сек- окончание ориентации аппарата по Солнцу;

Т + 16 час 37 мин - начало поиска звезды Канопус.

Захватить звезду Канопус удалось только 30 ноября 1964 г. в 11 час с пятой попытки, когда аппарат находился на расстоянии 610 000 км от Земли. При первых четырех неудачных попытках датчик направления на звезду Канопус захватывал другие звезды, в частности, Альдебаран и Регул [15, 22, 31, 38].

Двигаясь по первоначальной траектории, аппарат прошел бы на расстоянии 240 000 км от Марса, поэтому была необходима коррекция траектории. Первая коррекция была назначена на 4 декабря 1964 г. Однако, когда перед проведением коррекции были раскручены гироскопы автопилота, возник крутящий момент относительно продольной оси аппарата, и датчик потерял звезду Канопус. Проведение первой коррекции отложили на сутки и начали поиск звезды Канопус. Звезда была захвачена снова 4 декабря в 23 час 59 мин. Ввод в память ВПУ информации о потребном развороте и о продолжительности работы КДУ начали 5 декабря в 13 час 05 мин. Разворот начался в 15 час 25 мин. Аппарат совершил поворот по тангажу на 39,2° и поворот по крену на 156,08°. На поворот по тангажу было затрачено 3 мин 46 сек (по программе 3 мин 43 сек), на поворот по крену 14 мин 9 сек (14 мин 10 сек). КДУ была включена в 16 час 09 мин, работала 20,1 сек (по программе 20,06 сек) и сообщила аппарату приращение скорости, весьма близкое к расчетному (12,5 м/сек). В момент включения КДУ аппарат находился на расстоянии 2,04 млн. км от Земли и имел скорость 3137,5 м/сек [13, 19, 29,37, 38]. Расчеты, проведенные после первой коррекции, показали, что аппарат должен пройти на расстоянии ~ 8700 км от Марса, что обеспечит выполнение всех поставленных задач, и вторая коррекция не потребуется. Максимальное сближение аппарата с Марсом (~ 8700 км) произойдет 15 июля 1965 г. в 01 час 11 мин² [25, 38]. После проведения коррекции аппарат снова ориентировался по Солнцу и звезде Канопус, причем захват звезды Канопус удался 5 декабря в 16 час 55 мин со второй попытки (при первой попытке датчик захватил звезду Парусов) [19, 38].

8 декабря 1964 г. датчик направления на звезду Канопус снова потерял ее. Предполагают, что причиной этого была освещенная Солнцем метеорная частица, пролетевшая вблизи датчика (аппарат в это время проходил через метеорный поток Геминид). После этого снова был начат поиск звезды Канопус, но датчик захватил звезду Парусов. Руководители полета первоначально решили, что на некоторое время (до марта 1965 г.) можно допустить, чтобы аппарат был ориентирован на эту звезду [25]. Затем было принято решение, не ожидая марта 1965 г., снова попробовать ориентировать аппарат на звезду Канопус. Попытка, предпринятая 17 декабря, увенчалась успехом [27].

¹ Т - момент запуска.

² По Восточному стандартному времени США 14 июля в 20 час 11 мин (см рис. 4).

14 декабря был включен передатчик с более мощным усилителем (см. стр. 10) [26].

3 января в 16 час 59 мин по команде ВПУ была изменена скорость передачи телеметрических данных (с 33 ⅓ до 8 ⅓ единиц информации в секунду) [34, 38].

В марте 1965 г. должно быть произведено переключение передатчиков и командного приемника аппарата со всенаправленной антенны на направленную [20].

Сообщается, что все бортовые системы и научные приборы аппарата работают нормально, за исключением детектора солнечной плазмы, который прекратил работу 7 декабря 1964 г., по-видимому, вследствие неисправности питающей цепи высокого напряжения [20, 34, 35].

Общая протяженность траектории аппарата «Маринер IV» до пролета мимо Марса составит ~525млн. км. В момент максимального сближения с Марсом аппарат будет на расстоянии ~225 млн. км от Земли [32].

РКТ 40,1965

США. О программе MOL

Руководителем работ по программе MOL (см. «РКТ» № 38, 1965, стр. 3) назначен генерал-лейтенант Бернард Шривер, который будет совмещать эту должность со своей прежней должностью начальника AFSC и подчиняться непосредственно Министру ВВС. Заместителем Шривера, как руководителя работ по программе MOL, назначен Эванс. В Отделе космических систем AFSC создано специальное отделение, руководящее работами по программе MOL. Начальником отделения назначен бригадный генерал Берг, который одновременно является заместителем начальника Отдела космических систем по программе MOL.

Согласно проекту, вес орбитальной станции MOL составляет 8,6 т, вместе с пристыкованным к ней спутником «Джеминай В» - 11,3 т. Длина станции 12,5 м, вместе со спутником «Джеминай В» - 16,5 м. Общая длина ракеты-носителя «Титан III С» со станцией MOL и спутником «Джеминай В» составляет 47 м.

На работы по программе MOL уже израсходовано 30 млн. долл., в 1966 финансовом году предполагают израсходовать еще 150 млн. долл. Общие расходы по программе МОL, согласно предварительной оценке, достигнут 1,5 млрд. долл. Стоимость одного запуска станции MOL без экипажа составит 55 млн. долл.; с экипажем ~ 70 млн. долл.

США. О космическом аппарате «Маринер IV»

Как уже сообщалось (см. «РКТ» № 29, 1965, стр. 2), в ночь с 14 на 15 июля 1965 г. космический аппарат «Маринер IV» совершил пролет мимо Марса. Минимальное расстояние между аппаратом и планетой составило 9846 км [29], что примерно на 1000 км отличается от расчетной величины (8850±320 км) [7]¹. Скорость аппарата относительно Марса во время пролета составляла ~ 11,2 км/сек [14}. Длительность полета аппарата от момента запуска до пролета мимо Марса составила 228 суток, за это время аппарат прошел 523, 2 млн. км. В момент пролета аппарата мимо Марса эта планета находилась на расстоянии 215,6 млн. км от Земли {8. 14]. На рис. 1 показано относительное положение Земли, аппарата и Марса в различные периоды полета аппарата, на рис. 2 представлена траектория полета аппарата мимо Марса. Последовательность событий при запуске и полете аппарата указана в табл. 1.

¹ Разброс (±320 км) расчетного минимального расстояния обусловлен тем, что масса Марса, его эфемериды и величина астрономической единицы известны недостаточно точно. Фактическая ошибка превысила расчетную. Это, по мнению американских специалистов, свидетельствует о том, что указанные параметры известны с меньшей точностью, чем предполагали [7, 37].

После пролета мимо Марса аппарат вышел на гелиоцентрическую орбиту (перигелий 165, 9 млн. км, афелий 235,3 млн. км), имеющую некоторое наклонение к плоскости эклиптики. Период обращения аппарата 567,11 суток.

25 сентября 1965 г. NASA сообщило, что прием информации от аппарата «Маринер IV» продолжается [34], но может прерваться в любой момент, как только направленная антенна «потеряет» Землю. 1 октября по команде с Земли радиооборудование аппарата предполагали переключить с направленной антенны на всенаправленную [25, 34]. Сигналы, получаемые на таком большом расстоянии от Земли при использовании всенаправленной антенны, будут очень слабыми, поэтому после 1 октября не удастся получать информацию или производить внешне-траекторные измерения по допплеровскому сдвигу частоты. Получаемые сигналы только покажут, что радиооборудование аппарата продолжает работать. Попытки уловить эти сигналы будут делаться примерно раз в месяц, пока вследствие удаления аппарата от Земли поступление сигналов не прекратится [22].

Следующее сближение аппарата с Землей произойдет в сентябре 1967 г. (4 сентября аппарат должен подойти к Земле на расстояние ~ 50 млн. км) [19]. В этот период NASA предполагает сделать попытку вновь установить связь с аппаратом, чтобы проверить, работает ли бортовое оборудование [15] и определить надежность электронной аппаратуры при длительном пребывании в космических условиях [20]. Возможно, что при этом удастся получить информацию от научных приборов аппарата. Эта информация будет представлять особую ценность по следующим причинам:

1. В 1967 г. США не предполагают посылать никаких других аппаратов для исследования межпланетного пространства;

2. Аппарат «Маринер IV» под действием притяжения Марса вышел из плоскости эклиптики (в 1967 г. аппарат будет находиться на расстоянии ~8,5 млн. км от плоскости эклиптики), а все прочие аппараты, которые запускались в США, совершают полет в плоскости эклиптики.

Рассматриваются два варианта возобновления связи с аппаратом. Первый вариант предусматривает использование направленной антенны аппарата. При этом, согласно расчетам, связь с аппаратом удастся поддерживать в течение 10 месяцев, и расходы на эксперимент составят 5-15 млн. долл. Второй вариант предусматривает использование всенаправленной антенны аппарата. При этом, согласно расчетам, связь с аппаратом удастся поддерживать только в течение 4-6 недель, но расходы на эксперимент не превысят 1 млн. долл. [19]. Для облегчения анализа и интерпретации информации, которую, возможно, удастся получить от аппарата «Маринер IV» в 1967 г., предполагают провести следующий эксперимент: заложить запасной аппарат «Маринер» (см. «РКТ» № 39, 1965, стр. 3) на хранение при низкой температуре и исследовать ее влияние на электронное оборудование [29].

Таблица 1 [2, 5, 8, 12, 15, 29, 32]

* Команды DC (direct command - непосредственная команда) подаются с Земли.

** Команды МТ (Master Time - задающее время) выдаются ВПУ по заранее введенной в него программе

*** В скобки взято расчетное время.

**** По-видимому, угол к направлению на Канопус.

Телевизионная камера¹ космического аппарата «Маринер IV» имеет телескопическую приставку системы Кассегрейна с двумя металлическими зеркалами (светосила 8, эквивалентное фокусное расстояние 30,5 см). Размещение камеры на аппарате показано на рис. 3. Первичное зеркало, изготовленное из бериллия, имеет диаметр 4,1 см (2,47f).

¹ Сведения о камере несколько отличаются от тех, которые приводились в источнике, использованном в «РТ» № 36, 1964, стр. 11, 12.

Вторичное зеркало, также изготовленное из бериллия, усиливает оптическое излучение в три раза [11]. Для обеспечения высокой контрастности используются четыре фильтра: два оранжево-красных (фильтры № 1 и 4) и два сине-зеленых (№ 2 и 3). Видикон (диаметр мишени 12,7 см) рассчитан на получение изображений при освещенности в диапазоне 1:30 без перенастройки [27]. В зависимости от освещенности затвор камеры автоматически регулирует выдержку в диапазоне 0,08-0,2 сек. При номинальной выдержке 0,2 сек изображение на види-коне сменяется каждые 48 сек. Для считывания изображения с видикона требуется 24 сек, столько же требуется для подготовки видикона к получению очередного изображения. Изображения регистрируются записывающим устройством емкостью 5,2·10⁶ двоичных единиц. Запись производится со скоростью 10 700 двоичных единиц в секунду, воспроизведение - со скоростью 8⅓ двоичной единицы в секунду. Вес камеры вместе со связанным с ней электронным оборудованием 3,67 кг, вес оптической головки (объектив) 1,36 кг. Вес записывающего устройства 4,2 кг, габариты 21,5 15,2 12,7 см. Каждое изображение разлагается на 200 строк по 200 элементов (точек) в каждой. Каждый элемент записывается шестиразрядным двоичным кодом, который выражает оттенок «серого» цвета данного элемента. Всего различают 64 оттенка серого цвета (за 0 принят белый цвет, за 63 - абсолютно черный). Для записи одного изображения, состоящего из 40 000 элементов, требуется 240 000 двоичных единиц [11].

Бортовой передатчик имел на выходе мощность 10,5 вт, сигналы, принимаемые на Земле, - мощность 10^-18 вт [29]. Принятые на Земле сигналы обрабатывались в координационно-вычислительном центре SFOF (см. «РТ» № 41, 1964, стр. 23): Информация в цифровой форме вводилась в специальное цифровое фотографическое устройство. Точки соответствующего оттенка серого цвета проектировались на экран катодной трубки, образуя изображение, которое с этого экрана перефотографировалось [18].

Всего от аппарата «Маринер IV» было получено 22 снимка¹ (рис. 4 и 5). Траектория аппарата «Маринер IV» при пролете мимо Марса несколько отличалась от расчетной, поэтому отснятыми оказались районы (табл. 2), лежащие в 300 км к востоку от тех районов, которые предполагалось отснять [29].

¹ Последний снимок принят только частично, так как кончилась лента в записывающем устройстве.

На трех последних снимках никаких элементов рельефа не видно, поскольку отснятые районы находились на неосвещенной Солнцем стороне Марса. Никаких элементов рельефа не видно также на снимках 16-19, хотя, возможно, после электронной обработки снимков какие-то элементы обнаружить удастся [29]. На прочих снимках различимы детали размером до 3-5 км [9, 11].

По сообщениям американских ученых, предварительный анализ снимков позволил обнаружить более 70 четко различимых кратеров диаметром от 4 до 120 км. Края кратеров подымаются над уровнем окружающей, местности примерно на 100 м, глубина кратеров несколько сот метров, наклон стенок примерно 10°. Отмечается, что по числу кратеров на единицу площади поверхности и распределению кратеров по размерам отснятая область поверхности Марса очень близка к поверхности Луны. Отснятая область составляет ~ 1% всей поверхности Марса. Если вся поверхность имеет такой же характер, то на Марсе должно быть более 10 000 кратеров диаметром от 4 до 120 км. Марсианские кратеры по своему характеру очень близки к земным кратерам ударного происхождения, а также к лунным кратерам. На снимке № 14, показывающем околополярную область, где наступила зима, на краях некоторых кратеров видны белые участки, по-видимому, иней. Согласно мнению специалистов NASA, по аналогии с Луной можно считать, что возраст кратеров Марса 2-5 миллиардов лет. Поскольку они не подверглись эрозии, можно предположить, что со времени их образования на Марсе не было существенно более плотной атмосферы, чем в настоящее время. По-видимому, свободная вода на планете не существовала в таком количестве, чтобы образовать потоки или океаны¹. Отсутствие на снимках горных цепей, океанских впадин и континентов показывает, что на Марсе, в отличие от Земли, в течение длительного времени не наблюдалось внутренней активности, и все элементы рельефа - результат воздействия внешних сил. Помимо инея на краях кратеров, других признаков воды в свободном состоянии на снимках не обнаружено. Однако, следует учесть, что отснятая область не включала в себя полярные шапки. На основании всех этих данных американские специалисты сделали вывод, что Марс по своему строению гораздо ближе к Луне, чем к Землe, а, возможно, в некоторых отношениях подобен Меркурию [29].

Американские ученые отмечают, что сходство Марса с Луной не исключает возможности существования на нем жизни. Аппарат «Маринер IV» никаких признаков жизни на Марсе не обнаружил, но он для этого и не предназначался [33].

Аппарат отснял некоторые области (снимки № 2-6), где при наблюдениях с Земли были обнаружены так называемые «каналы». На снимках каналов не видно. Предполагают, что за «каналы» принимались цепочки кратеров, подобно тому, как цепочки мелких кратеров на Луне воспринимались как «лучи», расходящиеся от крупных кратеров. В пользу этого предположения говорит и тот факт, что квалифицированные астрономы при наблюдении с Земли различали дискретные мелкие образования, которые составляют каналы [23, 29].

На первых снимках обнаружены небольшие пятна, похожие на облака. Первоначально американские специалисты решили, что это-дефекты объектива, но позже стали допускать возможность того, что это действительно облака [16]. Чтобы разрешить этот вопрос, в конце августа 1965 г. с помощью камеры аппарата «Маринер IV» сделано 10 снимков космического пространства. Пять из этих снимков были переданы на Землю. Они были абсолютно черными, чем было доказано, что пятна, похожие на облака, не являются дефектами объектива. Вопрос о том, являются ли они облаками, остается спорным [23, 33, 36].

¹ Некоторые ученые этого мнения не разделяют. Они считают, что возраст кратеров 300-800 млн. лет, а до их появления на Марсе могла существовать более плотная атмосфера и большое количество воды в свободном состоянии [35].

На космическом аппарате «Маринер IV» были установлены: магнитометр; три счетчика Гейгера-Мюллера и детектор на кремниевом диоде для регистрации заряженных частиц; детектор солнечной плазмы; ионизационная камера и связанный с ней счетчик Гейгера-Мюллера; «телескоп» (система из трех детекторов) для регистрации заряженных частиц и детектор метеорных частиц. Ионизационная камера и связанный с ней счетчик Гейгера-Мюллера вышли из строя, частично вышел из строя детектор солнечной плазмы, остальные приборы работали нормально как на траектории полета к Марсу, так и при пролете мимо планеты [19]. При входе аппарата «Маринер IV» в зону, невидимую с Земли (см. рис. 2, позиция III), и при выходе из этой зоны были проведены эксперименты по изучению атмосферы Марса (изучалось влияние атмосферы на частоту и амплитуду излучения бортового передатчика при прохождении этого излучения через толщу атмосферы). В результате предварительной обработки показаний приборов, данных внешнетраек-торных измерений и данных экспериментов по изучению атмосферы Марса американские ученые сделали следующие выводы:

1. Атмосферное давление у поверхности Марса составляет 4-7 мбар [37,38].

2. Марс имеет ионосферу. Максимальная электронная концентрация (100000 электронов/см³) на освещенной Солнцем стороне планеты наблюдается на высоте ~ 160 км [11, 18].

3. Марс практически не имеет магнитного поля. Дипольный момент Марса по крайней мере в 3000 раз меньше, чем у Земли, а напряженность магнитного поля на поверхности планеты по крайней мере в 300 раз меньше, чем у Земли. Марс практически не имеет радиационного пояса, а если таковой существует, то его интенсивность по крайней мере в 106 раз меньше, чем у Земли. Вследствие низкой плотности атмосферы и отсутствия магнитного поля любой организм на поверхности Марса получал бы суточную дозу облучения в 50-100 раз более высокую, чем на поверхности Земли. Отсутствие магнитного поля указывает, что, по-видимому, Марс, как и Луна, не имеет жидкого ядра [11, 15].

4. Экваториальный радиус Марса на 20-30 км больше, чем было принято раньше (3370 км¹) [11, 29].

5. Масса Марса составляет 1/3098500, а не 1/3110000 массы Солнца, как считалось раньше [11, 29].

6. На том расстоянии от планеты, на котором прошел аппарат (примерно 3 радиуса), концентрации метеорных частиц не наблюдается [11].

За время полета приборы аппарата «Маринер IV» зарегистрировали 190 соударений с метеорными частицами и 12 вспышек на Солнце [18].

Американские специалисты оценивают полет космического аппарата «Маринер IV» как чрезвычайно успешный. Аппарат выполнил почти все задачи, хотя вероятность получения телевизионных снимков оценивалась лишь в 28%, а вероятность успешного проведения экспериментов по изучению атмосферы в 70%. Вероятность того, что ни одна из 32 000 деталей аппарата не выйдет из строя, оценивалась всего в 3%. Полет аппарата, в частности, показал:

1. Солнечные элементы не испытывали вредного воздействия ультрафиолетового излучения. При пролете мимо Марса они обеспечивали мощность 310 вт, хотя требовалась мощность только 200 вт [1, 16],

¹ Данная величина не является общепринятой.

2. Трение в лентопротяжном механизме записывающего устройства было незначительным и не препятствовало его работе [16].

3. Датчик звезды Канопус был способен выделять ее среди других светил [16].

4. Соответствующая калибровка магнитометра предотвратила влияние на его показания магнитного поля (~30 гамм), создаваемого аппаратом [16].

5. Интенсивность сигналов (-158 дб/мвт), получаемых на Земле во время пролета аппарата мимо Марса, соответствовала расчетной [8].

Всего до августа 1965 г. от аппарата было получено более 200 млн. двоичных "единиц информации, в том числе результаты 10 млн. измерений температуры, напряжения и других параметров бортовых систем [26].

Информация от аппарата принималась шестью станциями слежения системы DSIF, расположенными в Голдстоне (США, шт. Калифорния - 2 станции), Крюгерсдорпе (ЮАР, близ Йоганнесбурга), Тидбинбилла (Австралия, близ Канберры), Робледо де Чавела (Испания, близ Мадрида) и на полигоне Вумера (Австралия). Одна станция в Голдстоне, а также станции в Крюгерсдорпе и Тидбинбилла являются основными, остальные - запасными [5].

Руководил полетом аппарата «Маринер IV» координационно-вычислительный центр SFOF при Лаборатории реактивного движения в Пасадине (шт. Калифорния). Штат этого Центра составляет 50 человек. В период пролета аппарата мимо Марса и приема телевизионных изображений в Центре SFOF работали 250 человек [4].

Головной организацией по программе «Маринер» являлась Лаборатория реактивного движения Калифорнийского политехнического института, работающая по контрактам NASA.

Программа «Маринер» предусматривала запуски двух космических аппаратов («Маринер I» и «Маринер II») для исследования Венеры и двух аппаратов («Маринер III» и «Маринер IV») для исследования Марса. Для работ по той части программы, которая предусматривала исследования Марса, Лаборатория реактивного движения привлекла более 60 фирм, которые в свою очередь привлекли более 1000 фирм-смежников. Общие расходы на работы по этой части программы составили ~ 120 млн. долл. [30].

РКТ 4,1969

США. О полете по программе «Большой тур»

Как уже сообщалось (см. «РКТ» № 52, 1968, стр. 15), NASA изучает проблемы, связанные с запуском космического аппарата по программе «Большой тур», предусматривающей последовательный пролет около Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна. С точки зрения энергетических затрат единственным приемлемым периодом для запуска такого аппарата является 1977-1978 гг. Рассматриваются аппараты с различными весовыми характеристиками, в частности, аппарат весом 725 кг, для запуска которого можно было бы использовать ракету-носитель «Титан IIID-Кентавр», а также аппарат, рассчитанный на запуск ракетой-носителем «Сатурн V». Отмечается, что если удастся своевременно создать для ракеты-носителя «Сатурн V» верхнюю ступень, оснащенную ЯРД «Нерва» (см. «РКТ» № 3, 1969, стр. 6), то запуск космического аппарата по программе «Большой тур» станет возможен в период с 1976 г. по 1980 г. включительно, а вес аппарата можно будет увеличить почти вдвое.

РКТ 5,1969

США. Изучение проблем, связанных с созданием транспортных кораблей

NASA интенсифицирует работы по изучению проблем, связанных с созданием транспортных кораблей для обслуживания орбитальных станций (см «РКТ» № 2, 1969, стр. 1, пункт 3). Центр MSC заключил с фирмой McDonnell Douglas контракт (436 тыс. долл.) на изучение возможности создания девятиместного транспортного корабля на основе спутника «Джемини»¹. Корабль должен быть рассчитан на запуск ракетой «Сатурн IB» или «Титан IIIM». Помимо кабины для 9 человек, транспортный корабль должен включать в себя агрегатно-грузовой отсек и САС. Ранее фирма McDonnell Douglas получила контракт (190 тыс. долл.) Центра Эймса на разработку методики проектирования транспортных кораблей с обеспечением оптимальных характеристик при минимальной стоимости.

¹ По-видимому, корабль «Биг Джемини» (см. РКТ» № 37, 1967, стр. 6. 7).

США. Расчетные даты запусков космических аппаратов «Маринер F» и «Маринер G» («Маринер-69»)

Космические аппараты «Маринер F» и «Маринер G» («Маринер-69»), предназначенные для исследования Марса с пролетной траектории (см. «РКТ» № 1, 1969, стр. 8), должны быть запущены, соответственно, 23 февраля и 24 марта 1969 г. В случае успешного вывода на траекторию полета к Марсу аппараты получат обозначения «Марииер VI» и «Маринер VII». Пролет около Марса аппараты совершат в период с конца июля по середину августа 1969 г.

РКТ 6,1969

США. О перспективных задачах NASA

И. о. директора NASA Томас Пейн в середине января 1969 г. заявил, что в ближайшее время президент Никсон столкнется с необходимостью определить перспективные задачи NASA в области исследования Луны после завершения программы «Аполлон», а также в области перспективных орбитальных станций. В несколько более отдаленном будущем, когда завершатся предварительные исследования, Никсон должен будет принять решение о программе «Большой тур» (см. «РКТ» № 6, 1969, стр. 6), предусматривающей запуск в конце 1970-х годов космического аппарата для последовательного пролета около Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна.

США. Новые программы в области космических аппаратов, предназначенных для исследования планет

Отдел непилотируемых спутников и космических аппаратов NASA опубликовал ориентировочный список новых программ на 1970-е годы. Подчеркивается, что реализация программ зависит от ассигнований, которые удастся получить NASA. Ниже перечисляются новые программы в области космических аппаратов, предназначенных для исследования планет (см. «РКТ» № 3, 1969, стр. 1, 2).

1. Запуск в октябре-ноябре 1973 и июне 1975 гг. космических аппаратов типа «Маринер» для исследования Меркурия (пролетный вариант). Ориентировочный вес аппарата 45-110 кг. В качестве носителя предполагается использовать ракету «Атлас-Кентавр». Трасса полета к Меркурию должна проходить на сравнительно близком расстоянии от Венеры, чтобы использовать притяжение этой планеты для пертурбационного маневра. Основными проблемами, которые предстоит решить при создании аппаратов, являются: теплозащита, терморегулирование и стерилизация (рассматривается возможность установки на аппарате зонда для исследования поверхности планеты). Состав приборного оборудования еще не определен, но известно, что оно обязательно будет включать в себя съемочную камеру. Общие расходы на программу оценивают в 87 млн. долл. Проектом бюджета NASA на 1970 финансовый год (см. «РКТ» № 6, 1969, стр. 8-11) предусмотрены ассигнования в сумме 3 млн. долл. на космический аппарат «Меркурий-73».

2. Запуск пяти аппаратов типа «Эксплорер» («Эксплорер А,..., «Эксплорер Е») для исследования Венеры и Марса с орбиты вокруг планеты. С помощью установленных на аппаратах приборов должны изучаться околопланетные поля, корпускулярное излучение, а также характеристики атмосферы планеты. Аппараты для исследования Венеры предполагают запустить в 1972, 1973 и 1975 гг., для исследования Марса - в 1973 и 1975 гг. Ориентировочный вес стабилизируемого вращением аппарата 23 кг. В качестве носителей предполагается использовать ракеты «Торад-Дельта»¹. Общие расходы на программу оценивают в 133 млн. долл. Проектом бюджета NASA на 1970 финансовый год предусматриваются ассигнования на эту программу в сумме 8 млн. долл.

3. Запуск аппарата типа «Маринер»² для исследования атмосферы и поверхности Юпитера. На аппарате предполагают установить телевизионную камеру и спектрометры. Ориентировочный вес аппарата до 45 кг. В качестве носителя предлагается использовать ракету «Титан IIID-Кентавр» с дополнительной разгонной ступенью (ракета «Бёрнер 2»). Ассигнования на эту программу пока не предусмотрены.

4. Запуск в 1973 и в 1975 гг. аппаратов типа «Маринер» для исследования Венеры с пролетной траектории и доставки в атмосферу планеты надувных баллонов-зондов. Ассигнования на эту программу пока не предусмотрены.

5. Запуск в 1975 и 1977 гг. тяжелых аппаратов для доставки на Марс сравнительно крупногабаритной автоматической станции. Предусматривается автоматическая встреча и стыковка на орбите вокруг Марса. В качестве носителя предлагается использовать ракету «Сатурн V» с верхней ступенью, оснащенной ЯРД. Ассигнования на эту программу пока не предусмотрены.

¹ По другим данным, вес аппаратов 45-180 кг, а ракеты-носители для них еще не выбраны.

² Предположение о том, имеются в виду аппараты «Пионер F» и «Пионер G» (см. «РКТ» № 3, 1969, стр. 1, 2), было ошибочным

6. Запуск аппарата по программе «Большой тур» (см. «РКТ» № 4, 1969, стр. 8) для последовательного пролета около Юпитера, Сатурна. Урана и Нептуна. Вес полезной нагрузки для этого аппарата должен быть определен на правительственном уровне (см. «РКТ» № 6, 1969, стр. 1), поскольку в зависимости от веса полезной нагрузки затраты на программу могут различаться на порядок (от 1 млрд. долл. и выше). Так, если будет принято решение запускать аппарат весом 725 кг ракетой-носителем «Титан IIID-Кентавр» с дополнительной разгонной ступенью (см. «РКТ» № 52, 1968, стр. 15 и № 4, 1969, стр. 8), то затраты на программу составят ~ 1 млрд. долл.¹ Если будет принято решение существенно увеличить вес аппарата и использовать для его запуска ракету-носитель «Сатурн V» с верхней ступенью, оснащенной ЯРД, то затраты увеличатся в весьма значительной степени. В проекте бюджета на 1970 финансовый год ассигнования на программу «Большой тур» не предусмотрены, поскольку разработка аппарата не начнется, пока не будет получена более полная информация о поясе астероидов между орбитами Марса и Юпитера, а также о магнитосфере и атмосфере Юпитера. Эту информацию предполагают получить с помощью космических аппаратов «Пионер F» и «Пионер G» (см. «РКТ» № 13, 1968, стр. 17). Таким образом, выбор конструкции и оборудования для аппарата, создаваемого по программе «Большой тур», может быть произведен только после 1972 г.

¹ В источнике, использованном в «РКТ» № 47, 1968, стр. 3, приводилась величина «не менее 150 млн. долл.» (вес полезной нагрузки и предлагаемая ракета-носитель не указывались).

США. Использование аппарата «Пионер VI» для обнаружения эффекта, предсказанного теорией относительности

В конце ноября 1968 г. космический аппарат «Пионер VI» (см. «РКТ» № 47, 1968, стр. 6), обращаясь по гелиоцентрической орбите, оказался позади Солнца (для земного наблюдателя). Это первый случай, когда космический аппарат с работающей аппаратурой оказался позади Солнца. Американские специалисты решили воспользоваться этим и попытаться по сдвигу частоты обнаружить один из эффектов, предсказанных теорией относительности Эйнштейна¹ - эффект искривления электромагнитных волн в поле тяготении небесных тел. Благодаря громадной массе Солнца при пролете аппаратов позади Солнца этот эффект должен проявляться в гораздо более заметной степени, чем при пролете позади планет и естественных спутников планет Солнечной системы. Уже давно проводятся попытки обнаружить с помощью телескопов искривление излучения звезд в оптическом диапазоне во время солнечных затмений. Однако при этих экспериментах очень велика вероятность ошибки, так как положение звезд в пространстве известно недостаточно точно. При использовании космического аппарата «Пионер VI» вероятность ошибки меньше, поскольку точно известны орбитальная скорость аппарата, параметры орбиты и характеристики передатчика. В период полета аппарата «Пионер VI» были проведены измерения сдвига частоты в сеансах связи с Землей. Как считают специалисты, в период движения аппарата позади Солнца легко будет обнаружить какие-либо изменения в наблюдавшемся ранее характере сдвига частоты.

В период движения позади Солнца исследуются и другие изменения характеристик сигналов, принимаемых от аппарата «Пионер VI» (задержка фазы, вращение поляризованного сигнала, размыв несущей частоты). По этим изменениям, обусловленным прохождением сигналов через солнечную корону, предполагают определить концентрацию и температуру электронов в короне, сделать некоторые выводы о составе и происхождении Солнца, а также о влиянии излучения Солнца на Землю и на космические полеты.

¹ О планах других экспериментов для обнаружения эффектов, предсказанным теорией относительности, см. «РКТ» № 6, 1969, стр. 2, 3.

США. Проектирование транспортных кораблей по программе ILRV

В рамках программы ILRV¹ три научно-исследовательских центра NASA заключили контракты с промышленными фирмами на предварительное проектирование транспортного корабля (см. «РКТ» № 5, 1969, стр. 3) для обслуживания перспективной орбитальной станции². Первый вариант корабля рассчитан на 12 космонавтов. Общий вес полезной нагрузки, доставляемой на орбиту, 11 т. Последующие варианты корабля, возможно, будут способны доставить на орбиту полезную нагрузку весом 18-23 т. Контракты со всеми фирмами (см. таблицу) рассчитаны на 6 месяцев. Если Конгресс утвердит программу создания транспортного корабля, то следующим этапом будет комплексная оценка проектов. Этот этап может начаться во второй половине 1969 г. Координацию работы отдельных центров будет осуществлять центральный аппарат (штаб-квартира) NASA.

Таблица

* О проекте транспортного корабля «Стар Клиппер», разрабатываемого этой фирмой, см. «РКТ» №9, 1960, стр. 8, 9.

** Фирма проводит работы в этой области также по ранее заключенным контрактам Центра MSС и Центра Эймса (см. «РКТ» № 5, 1969, стр. 3).

² По-видимому, станция NSS (см. «РКТ» № 9, 1969, стр. 6, 7).

ФРГ. Проект дополнительной ступени «Хора» для ракеты-носителя «Атлас- Кентавр»

Как уже сообщалось (см. «РКТ» № 45, 1967, стр. 9, 10), ФРГ в сотрудничестве с NASA разрабатывает космический аппарат «Зоннензонде II» для исследования Солнца и околосолнечного пространства. Аппарат предполагают вывести на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 45 млн. км американской ракетой-носителем «Атлас-Кентавр», снабженной дополнительной (третьей) ступенью. В качестве дополнительной ступени предлагается ракета «Бернер-2» (см. «РКТ» № 34, 1966, стр. 14 и № 8, 1969, стр. 7), оснащенная РДТТ ТЕ-364 фирмы Thiokol Chemical (см. «РКТ» № 44, 1967, стр. 12). Однако при использовании такой дополнительной ступени конструкторы аппарата столкнутся с необходимостью очень жестких весовых ограничений, поэтому западногерманская фирма Dornier предложила проект дополнительной ступени «Хора»¹, имеющей более высокие энергетические характеристики, чем ракета «Бёрнер-2», что позволит увеличить вес полезной нагрузки с 250 до 325 кг.

Ступень «Хора» оснащается двигательной установкой, работающей на низкокипящих компонентах топлива. На ступени используется пакет баков²: центральный бак, имеющий вместимость 400 кг, и шесть сбрасываемых периферийных баков. В каждый периферийный бак может заливаться 180 кг жидкого фтора и 20 кг жидкого водорода или 166 кг жидкого кислорода и 34 кг жидкого водорода. При использовании жидкого фтора и жидкого водорода тяга двигательной установки составит 1,1 г (в вакууме). Рассматривается целесообразность использования одного ЖРД такой тяги или двух ЖРД тягой по 550 кг. Система подачи топлива - вытеснительная (сжатый гелий). В системе ориентации ступени предлагается использовать десять ЖРД, работающих на самовоспламеняющемся высококипящем топливе «аэрозин-50» + четырехокись азота.

¹ HORA - HOchenergetischer RAumsondenantrieb - высокоэнергетический двигатель для космических зондов.

² Все баки имеют перегородку, и в них заливается как окислитель, так и горючее.

ELDO. О ракете-носителе «Европа II»

Франция, ФРГ, Бельгия и Нидерланды, входящие в организацию ELDO, решили, несмотря на финансовые затруднения и предстоящий после 1971 г. выход Англии из этой организации (см. «РКТ» № 23, 1968, стр. 13), продолжать разработку четырехступенчатой ракеты-носителя «Европа II»¹. Это решение было принято 18 феврали 1969 г. представителями четырех стран на совещании в Брюсселе. Отмечается, что представители Англии и Италии, которые также являются членами организации ELDO, на совещании не присутствовали.

¹ О ракете-носителе «Европа II» (ELDO-PAS) см. «РКТ № 45, 1966, стр. 8-10) и № 45, 1968. стр. 12, 13.

США. О программе «Большой тур»

Программа «Большой тур» (см. «РКТ» № 6, 1969, стр. 6), предусматривает запуск примерно в 1978 г. космического аппарата для последовательного пролета около Юпитера, Сатурна, Нептуна и Урана. NASA изучает возможность установить на аппарате зонд, который мог бы быть спущен на одну из этих планет. Отмечается, что наличие такого зонда, по-видимому, сделает необходимым использование для запуска аппарата ракеты-носителя с ЯРД на последней ступени.

РКТ 13.1969

ФРГ. Развитие космической техники.

В ФРГ разрабатываются и проектируются следующие спутники:

- космический аппарат «Зоннензонде II» для исследования Солнца и околосолнечного пространства (см. РКТ №45, 1967, стр. 9, 10). Запуск запланирован на 1973-1974 гг. с помощью американской РН «Атлас-Центавр» (см. РКТ №10, 1969, стр. 14).

США. Запуск космического аппарата «Маринер VII» («Маринер G»).

27 марта 1969 года в 22 часа 22 мин по Гринвичу с мыса Кеннеди ракетой носителем «Атлас-Центавр» запущен космический аппарат «Маринер G» («Маринер-69»), предназначенный для исследования Марса с пролетной траектории (см. РКТ №9, 1969, стр. 7, 8). Запуск аппарата первоначально намечался на 24 марта 1969 года, но затем был отложен в связи с обнаружением неисправности в бортовом ПВУ и одном из научных приборов. Для устранения неисправностей аппарат был снят с ракеты-носителя. Новый срок запуска был назначен на 21 час 35 мин по Гринвичу 27 марта, но состоялся на 47 мин позже в связи с необходимостью дополнительной проверки системы наведения аппарата.

После выхода на траекторию полета к Марсу аппарат получил название «Маринер VII». Согласно заявлению руководителей программы «Маринер», траектория аппарата близка к расчетной. В первые часы полета станции с борта поступили телеметрические данные о кратковременных сбоях в работе некоторых бортовых систем. Ориентация аппарата на звезду Канопус, намечавшаяся на 28 марта, отложена до выяснения и устранения причин сбоев. Пролет около Марса, несмотря на отсрочку запуска, должен произойти в ранее планировавшийся срок (5 августа 1969 г.). Это удалось обеспечить благодаря соответствующему изменению программы полета ракеты-носителя «Атлас-Центавр».

Коррекция траектории аппарата «Маринер VII» запланирована на 8 апреля 1969 г.

США. Об аппаратах «Викинг» («Марс-73»).

В июле-августе 1973 г. ракетами-носителями «Титан IIID-Центавр» предполагают запустить два аппарата «Викинг» («Марс-73») для исследования Марса (см. РКТ №3, 1969, стр. 2). Каждый аппарат должен включать в себя орбитальный и посадочный блоки. Предусматривается, что аппарат выводится на ареоцентрическую орбиту и обращается по ней в течение ~10 суток, при этом производится поиск подходящего участка для посадки. Через ~10 суток посадочный блок отделяется от орбитального и совершает посадку, используя лобовой экран с высоким аэродинамическим сопротивлением, парашют и три верньерных двигателя. Информация от находящегося на поверхности Марса посадочного блока будет передаваться на Землю через орбитальный блок. Предусмотрена также возможность непосредственной передачи. Наи каждом витке орбитального блока ~30 минут будет отводиться на ретрансляцию информации от посадочного блока.

Ракета «Титан IIID-Центавр» в 1973 г. сможет вывести на траекторию полета к Марсу полезную нагрузку весом 3000 кг. Согласно проекту, вес аппарата «Викинг» должен составлять 2700-2800 кг, в том числе орбитальный блок - 2000 кг, причем большая часть веса этого блока будет приходиться на топливо для обеспечения перевода аппарата на ареоцентрическую орбиту. О весе посадочного блока данные противоречивы. Согласно источнику [1], проектный вес блока 820 кг (на поверхности Марса 450-500 кг), а вес научных приборов 18-23 кг. Согласно источнику [2], вес блока 360 кг, вес приборного контейнера 68 кг, а вес собственно приборов 13,6-18 кг (см. РКТ №43, 1968, стр. 5, 6).

На орбитальном блоке предполагают установить камеры и инфракрасные спектрометры. Для выбора и разработки научных приборов посадочного блока НАСА организовало группу (38 человек) из числа специалистов ВУЗов и промышленных фирм. Группа подразделена на 8 секций: биологических исследований, фототелевизионной съемки, исследований атмосферы, радиоисследований, сейсмометрии, метеорологии, ультрафиолетовой фотометрии, а также сбора и анализа образцов поверхности. Каждая секция выбирает и разрабатывает приборы для исследований в своей области. Выбор приборов должен быть завершен к декабрю 1969 г., когда станут известны предварительные результаты исследований Марса, которые должны быть проведены аппаратами «Маринер VI» и «Маринер VII» (см. РКТ №9, 1969, стр. 7, 8 и №13, 1969, стр. 7, 8).

Головной организацией по орбитальному блоку является Лаборатория реактивного движения. Конкурс фирм на разработку блока должен быть объявлен в 1969 г. Головной организацией по посадочному блоку является Центр Лэнгли. Он уже объявил конкурс на разработку блока. Фирмы должны представить свои предложения до 14 апреля 1969 г.

Общие затраты на программу «Викинг» ориентировочно составит 385,4 млн. долл. (см. РКТ №3, 1969, стр. 2), в том числе затраты на посадочный блок и научные приборы 240 млн. долл.

США. О возможных затратах на программу «Большой тур».

Согласно предварительным расчетам, если будет принято решение создавать по программе «Большой тур» (см. РКТ №6, 1969, стр. 6) аппарат весом ~725 кг, рассчитанный на ракету-носитель «Титан IIID-Центавр» с дополнительной верхней ступенью, то затраты на программу составят ~1 млрд. долл. Если же будет принято решение создавать значительно более тяжелый аппарат, рассчитанный на ракету-носитель «Сатурн V» с верхней ступенью, оснащенной ЯРД, то затраты могут достигнуть ~10 млрд. долл.

США. О ракете, оснащенной ЯРД.

Как уже сообщалось (см. РКТ №9, 1968, стр. 10 и №12, 1969, стр. 8), НАСА предполагает создать ракету, оснащенную ЯРД «Нерва I» тягой 34 т, и использовать ее в качестве верхней ступени ракеты-носителя «Сатурн V». Первые летные испытания ракеты, оснащенной ЯРД, намечены на 1976 г. (см. РКТ №3, 1969, стр. 6). Отмечается, что использование на ракете-носителе «Сатурн V» верхней ступени, оснащенной ЯРД, позволило бы при запусках к Луне увеличить полезную нагрузку на 60-70%, а при запусках в дальний космос - в два раза. О планах использования такой ракеты-носителя для запуска в дальний космос аппаратов по программе «Большой тур» см. РКТ №13, 1969, стр. 9.

РКТ 15,1969

США. О полете космического аппарата «Маринер VII».

1 апреля 1969 г., когда космический аппарат «Маринер VII», запущенный 27 марта 1969 г. (см. РКТ №13, 1969, стр. 7, 8) находился на расстоянии 1,8 млн. км от Земли, была подана команда на захват звезды Канопус (до этого аппарат ориентировался по звезде Вега). Датчик захватил звезду. Ориентация относительно Канопуса, планировавшаяся на первый день полета, была отложена в связи с некоторыми неполадками в бортовых системах: сбои в ПВУ, кратковременное падение мощности передатчика и напряжения источников тока. Причину падения напряжения удалось выяснить и устранить, причины двух других неполадок выяснить не удалось, но они не повторялись.

8 апреля, когда аппарат находился на расстоянии ~4 млн. км от Земли, была проведена коррекция траектории. Бортовой двигатель проработал 7,7 сек и уменьшил скорость на 4,5 м/сек. Без коррекции аппарат прошел бы на расстоянии 26500 км от поверхности Марса. По предварительным данным коррекция прошла успешно, и аппарат совершит пролет около Марса 5 августа 1969 г. на заданном расстоянии (3200 км).

РКТ 16,1969

США. Космические аппараты «Пионер F» и «Пионер G» для исследования Юпитера.

В бюджете НАСА на 1969 финансовый год предусмотрены ассигнования на создание космических аппаратов «Пионер F» и «Пионер G» для исследования Юпитера с пролетной траектории (см. РКТ №34, 1968, стр. 21 пункт 5, а также №6, 1969). Эти аппараты предполагают запустить в 1972-1973 гг. ракетами-носителями «Атлас-Центавр» с дополнительной (третьей) ступенью, в качестве которой должна быть использована ракета «Бёрнер 2», оснащенной РДТТ ТЕ-364 (см. РКТ №8, 1969, стр. 7). Аппараты примерно через 600 суток после запуска должны пройти на расстоянии 150000 - 500000 км от Юпитера (см. РКТ №3, 1969, стр. 1, 2). Такое большое расстояние выбрано для того, чтобы предотвратить повреждение бортовой аппаратуры ионизирующим излучением в поясах радиации, которые, по-видимому, окружают Юпитер. Помимо исследования Юпитера, который по данным наземных наблюдений весьма отличается от планет земной группы (Меркурий, Венера, Земля, Марс), аппараты предназначены для изучения пояса астероидов между орбитами Марса и Юпитера, а также для определения того максимального расстояния, на котором воздействие солнечного излучения является доминирующим. Предполагают, что это расстояние равно примерно 5 астрономическим единицам, так что район Юпитера (удаление от Солнца 5,2 а.е.) может оказаться переходным и, в определенной мере, испытывать влияние галактического излучения.

Научно-исследовательский центр Эймса заключил контракт на проектирование аппаратов «Пионер F» и «Пионер G» с фирмой TRW Systems. Эта фирма является головной по аппаратам «Пионер А» . . . «Пионер Е» (см. РКТ №9, 1966, стр. 5-11), и в проекте аппаратов «Пионер F» и «Пионер G» максимально использовала узлы и системы ранее созданных аппаратов «Пионер».

Согласно проекту фирмы TRW Systems, космический аппарат «Пионер F» («Пионер G») весит 208 кг, установленное на нем научное оборудование, в том числе камера для съемки Юпитера, - 27 кг. Аппарат снабжен 2,7-метровой ориентированной антенной, которая позволит передавать информацию из района Юпитера со скоростью 1024 бит/сек при использовании антенны с отражателем диаметром 64 м на станции слежения в Голдстоуне (США, шт. Калифорния). Для электропитания бортового оборудования аппарата служат солнечные элементы, размещенные на 6 панелях общей площадью 15,6 м². В районе Юпитера солнечные элементы должны обеспечить мощность 78 вт. Аппарат стабилизируется вращением. Схематическое изображение аппарата приведено на рисунке.

РКТ 20,1969

США. О программе «Большой тур»

Программа «Большой тур» предусматривает запуск в конце 1970-х годов космического аппарата для последовательного пролета около Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна (см. «РКТ» № 18, 1969, стр. 8). Минимальное время, которое потребуется на такой полет (от старта с Земли до пролета около Нептуна), составит 9 лет.

Ряд специалистов NASA изучают целесообразность запуска в рамках программы «Большой тур» не одного, а двух аппаратов. Один должен совершить последовательный пролет около Юпитера, Урана и Нептуна. Минимальное время, потребное на такой полет, 7 лет. Другой аппарат должен совершить последовательный пролет около Юпитера, Сатурна и Плутона. Минимальное время; потребное на такой полет, также составляет 7 лет. При запуске двух аппаратов вместо одного увеличивается вероятность успеха, уменьшаются сроки полета, а также появляется возможность исследования Плутона.

РКТ 21,1969

США. Космические аппараты «Маринер VI» и «Маринер VII» («Маринер F» и «Маринер G»)

Как уже сообщалось (см. «РКТ № 9, 1969, стр. 7, 8 и № 13, 1969, стр. 7, 8), 25 февраля и 27 марта с мыса Кеннеди ракетами-носителями «Атлас-Кентавр» были запущены два аналогичных космических аппарата «Маринер F» и «Маринер G»¹, предназначенных для съемки и зондирования поверхности и атмосферы Марса с пролетной траектории. После выхода на траекторию полета к Марсу аппараты получили названия, соответственно, «Маринер VI» и «Маринер VII» (рис. 1). Согласно расчетам, после проведенной коррекции аппарат «Маринер VI» должен совершить пролет около Марса на минимальном расстоянии 3200 км 31 июля (аппарат пройдет над экваториальными областями планеты), а аппарат «Маринер VII» на таком же расстоянии 5 августа 1969 г. (этот аппарат пройдет над полярными областями планеты).

¹ Эти аппараты также называют «Маринер-69».

Исследования Марса в 1969 г. с использованием космических аппаратов «Маринер VI» и «Маринер VII» («Маринер-69») запланированы как продолжение исследований Марса, проведенных в 1965 г. с помощью аппарата «Маринер IV» (см. «РКТ» № 30, 1965, стр. 3-9), и как подготовка к исследованиям этой планеты в 1971 г. с помощью аппаратов «Маринер-71» (см. «РКТ» № 18, 1969, стр. 7) и в 1973 г. с помощью аппаратов «Викинг» (см. «РКТ» № 18. 1969, стр. 8). Аппарат «Маринер IV» совершил пролет около Марса на расстоянии ~ 10000км. Аппараты «Маринер VI» и «Маринер VII» должны совершить пролет на расстоянии ~3200 км. Аппараты «Маринер-71» предполагают вывести, на орбиты вокруг Марса. Аппараты «Викинг» включают в себя орбитальный блок, который должен быть выведен на орбиту вокруг Марса, и посадочный блок, который должен совершить посадку на поверхность планеты.

Основными задачами полета космических аппаратов «Маринер VI» и «Маринер VII» являются (см. «РКТ» № 33, 1966, стр. 9):

1. Получение изображений всего диска Марса на подлете и отдельных областей планеты при пролете. При съемке всего диска планеты предполагают получить изображения с разрешением 24 км (при наблюдениях Марса с Земли максимальное разрешение составляет - 150 км). при съемке отдельных областей - с разрешения до 270 м. При съемке Марса аппаратом «Маринер IV максимальное разрешение составляло ~ 3000 м.

2. Определение температуры, плотности, давления и состава атмосферы Марса с помощью инфракрасного и ультрафиолетового спектрометров, а также путем радиозондирования в период захода аппарата за планету.

3. Измерение температуры поверхности Марса на ночной и на дневной стороне с помощью инфракрасного радиометра (аппарат «Маринер IV» проводил аналогичные измерения только для дневной стороны). Измерения будут проводиться одновременно со съемкой тех же районов, что позволит сопоставить температурные данные с характером рельефа.

4. Исследования в области небесной механики и уточнение некоторых астрономических величин (масса Марса, отношение масс Земли и Луны, расстояние от Земли до Марса в момент пролета) путем анализа результатов траекторных измерений. Возможно, удастся уточнить эфемериды Марса и обнаружить эффекты, предсказанные общей теорией относительности.

5. Получение научной информации, позволяющей более обоснованно планировать исследования с помощью аппаратов «Маринер-71» и «Викинг», а также получение технической информации, которая будет использована при создании аппаратов «Маринер-71» и «Викинг» [1]. Очень важна, в частности, будет информация о плотности атмосферы для разработки средств, обеспечивающих мягкую посадку посадочных блoков аппаратов «Викинг» [10].

Подчеркивается, что аппараты «Маринер VI» и «Маринер VII» не предназначены для поиска жизни на Марсе, но полученная от этих аппаратов информация позволит установить, допускают ли марсианские условия существование жизни.

На трассе полета «Земля-Марс» научные измерения не проводятся.

Исследования с помощью аппаратов «Маринер VI» и «Маринер VII» будут во многом аналогичны исследованиям с помощью аппарата «Маринер IV», но предусматривают получение значительно более обширной информации (см. «РКТ» № 23, 1967, стр. .4, 5). Так, каждый кадр, переданный аппаратом «Маринер IV», содержал 240000 бит, а каждый кадр, переданный аппаратами «Маринер VI» и «Маринер VII» должен содержать 3,9 млн. бит. Информативность телеметрической системы аппарата «Маринер IV» при передаче информации из района Марса составляла 8⅓ бит/сек. Для аппаратов «МаринерVI» и «Маринер VII»предусмотрена информативность 270 бит/сек, а, возможно, и 16200 бит/сек. Передачу информации со скоростью 16200 бит/сек удастся осуществить, если соответствующие системы аппаратов к моменту пролета около Марса полностью сохранят работоспособность, а для приема информации на Земле удастся использовать антенну с отражателем диаметром 64 м, установленную на станции слежения «Марс» в Голдстоне (США, шт. Калифорния).

Схематическое изображение (в разных ракурсах) космических аппаратов «Маринер VI» и «Маринер VII» приведено на рис. 2 и 3.

Вес космического аппарата «Маринер VI» составляет 412,8 кг [1, 2, 6, 14]¹, высота (от сканирующей платформы до всенаправленной антенны) 3,35 м. Корпус аппарата, изготовленный из магниевого сплава, имеет форму восьмигранной призмы. Вес конструкции корпуса 16,8 кг, максимальный поперечный размер 1,38 м, высота 0,45 м. Корпус разделен на 8 отсеков, в которых размещено следующее оборудование:

Отсек 1 - преобразователи системы электропитания, устройства, для подзарядки батареи, пиротехнические устройства;

Отсек 2 - корректирующий двигатель (вес 11,6 кг) и запас топлива для него (9,7 кг);

Отсек 3 - программно-временное устройство (ПВУ) весом 11,8 кг и оборудование системы ориентации;

Отсек 4 - оборудование телеметрической и командной систем;

Отсек 5 - записывающие устройства;

Отсек 6 - приемник и передатчики;

Отсек 7 - система обработки данных (вес 6,3 кг, потребляемая мощность 18 вт) и электронное оборудование научных; приборов;

Отсек 8 - батарея (вес 14 кг), и регуляторы системы электропитания.

К корпусу крепятся четыре панели с солнечными, элементами. Размер каждой панели 2,13 0,9 м, вес 12,2 кг. На торцах панелей смонтированы блоки управляющих реактивных сопел. Каждый блок состоит из 3 сопел, обеспечивающих ориентацию по трем осям. На одном из днищ корпуса, условно называемом верхним днищем, установлена остронаправленная антенна с фиксированным параболическим отражателем диаметром 1 м. Вес отражателя 1,5 кг. Земля должна попасть в диаграмму направленности отражателя примерно через 150 суток после начала полета и оставаться в пределах этой диаграммы более месяца после пролета около Марса. На верхнем днище смонтированы также всенаправленная антенна на алюминиевом стержне длиной 2,2 м и диаметром 0,1 м (стержень служит волноводом), датчик Канопуса и два основных солнечных датчика. Четыре вспомогательных солнечных датчика установлены на нижнем днище. Там же смонтированы баллоны со сжатым азотом для управляющих реактивных сопел системы ориентации и сканирующая (поворотная) платформа с приборами (см. «РКТ» № 50, 1968, стр. 15). На платформе установлены две телевизионные камеры, инфракрасный спектрометр, ультрафиолетовый спектрометр, инфракрасный радиометр, датчик дальнего захвата Марса, два узкоугольных датчика Марса² и бачки с азотом и водородом для охлаждения детектора инфракрасного спектрометра. Платформа может поворачиваться, относительно двух осей, соответственно, на 215° и на 64° (привод от электромоторов). Общий вес платформы с установленными на ней приборами 75,7 кг. При полете по трассе «Земля-Марс» верхнее днище обращено к Солнцу, а нижнее находится в тени.

¹ Согласно источникам [5, 8, 16, 17], - 385 кг.

² В источнике, использованном в «РКТ» № 39, 1968, стр. 6, упоминался также датчик наличия Марса.

Энергетическая система аппарата использует 17472 солнечных элемента и подзаряжаемую батарею. Размер каждого солнечного элемента 2 2 см (элементы с п-р переходом), они экранированы стеклянными фильтрами и крепятся к алюминиевой подложке. У Земли элементы должны обеспечивать мощность 800 вт, у Марса - 449 вт, при максимальной потребной мощности в период пролета около Марса 388 вт. Подзаряжаемая батарея состоит из 18 серебряно-цинковых элементов. Емкость батареи при старте 1200 вт-час, у Марса - 900 вт-час (напряжение 25.8-33,3 в; сила тока до 9,5 а). Она рассчитана на обеспечение электропитания до развертывания панелей с солнечными элементами, в период проведения коррекции и во все другие периоды, когда панели с солнечными элементами не направлены на Солнце. Она так же служит запасным источником электропитания в период пролета около Марса. Полную работоспособность батарея сохраняет при температуре 14-32°С.

Программно-временное устройство обеспечивает автоматическую выдачу команд в соответствии с программой, заложенной до старта (за исключением команд на проведение коррекции траектории, которые выдаются в соответствии с уставками, закладываемыми с Земли в ходе полета). Заложенная до старта программа может изменяться по командам с Земли. Для особо ответственных операций предусмотрена возможность дублирования команд от ПВУ командами с Земли.

Непосредственно после отделения аппарата от ракеты-носителя ПВУ выдает команды на развертывание панелей с солнечными элементами, включение датчика Канопуса, обеспечение заданной ориентации аппарата. На трассе полета «Земля-Марс» ПВУ выдает команды на переключение передатчика с всенаправленной антенны на остронаправленную и наоборот, изменение угла обзора датчика Канопуса, изменение скорости передачи информации с борта по телеметрическим каналам, разарретацию сканирующей платформы. При сближении с Марсом ПВУ должно выдавать команды на переключение передатчика в режим работы с мощностью 20 вт вместо 10 вт (на мощности 20 вт передатчик будет работать до завершения передачи на Землю информации, полученной при пролете), на сканирование платформы, включение и выключение обоих записывающих устройств, изменение скорости передачи информации.

Система терморегулирования аппарата пассивно-активная. На днищах корпуса имеется многослойная теплоизоляция из тефлона с алюминиевым покрытием. Теплоизоляция на верхнем днище, обращенном к Солнцу, препятствует перегреву аппарата солнечными лучами, теплоизоляция на нижнем днище, находящемся в тени, способствует сохранению тепла, создаваемого в результате работы бортового оборудования. Отсеки корпуса изнутри выстланы такой же теплоизоляцией. Шесть отсеков корпуса снабжены жалюзи из полированного металла. Открытие и закрытие жалюзи происходит автоматически при расширении и сжатии биметаллических спиралей в зависимости от изменений температуры. Спирали откалиброваны таким образом, чтобы они полностью закрывали жалюзи при 12,8°С и полностью открывали их при 32,2°С. Каждый отсек снабжен 22 жалюзи. Каждая пара жалюзи автономна и имеет отдельную спираль. Сканирующая платформа с приборами снабжена теплоизолирующим кожухом с жалюзи. Термоизоляция платформы от корпуса обеспечивается пластмассовой манжетой. Внутри теплоизолирующего кожуха платформы и в двух отсеках корпуса имеются электронагреватели.

Пассивное терморегулирование отдельных узлов достигается полировкой металлических поверхностей и использованием специальных красочных покрытий, что обеспечивает требуемое соотношение поглощаемой и отражаемой тепловой энергии. Окраска была отработана на специальной термической модели в барокамере Лаборатории реактивного движения с учетом информации, полученной при полете космического аппарата «Маринер IV». Например, отражатель остронаправленной антенны окрашен в зеленый цвет, что обеспечит комнатную температуру у Марса и повышенную, но допустимую температуру на трассе «Земля-Марс».

Нa вершине всенаправленной антенны установлен прибор TCFM¹. Прибор постоянно освещен Солнцем, однако излучение, отраженное от конструкции аппарата, на него не падает, поэтому прибор регистрирует только интенсивность солнечного излучения с ошибкой не более ±1,5%. Информация, получаемая от прибора TCFM, .позволит определить правильность расчетов, положенных в основу имитации термических условий космического полета при наземных испытаниях. На основе этой информации уже скорректирована величина удельного теплового потока, создаваемого при испытаниях (1393.97 вместо 1353,18 вт/м²).

Радиотехническая система каждого аппарата включает в себя сдублированный передатчик и приемник. Частоты радиоаппаратуры аппаратов «Маринер VI» и «Маринер VII» несколько разнесены. Все частоты лежат в диапазоне S (частота приема ~2115 Мгц, частота передачи ~2195 Мгц). Выходная мощность передатчика может регулироваться (10 и 20 вт). Приемник использует всенаправленную антенну, передатчики могут работать как на всенаправленную, так и на остронаправленную антенну. На аппарат могут подаваться «прямые» команды, предусматривающие срабатывание какого-либо переключателя в бортовых системах (всего 53 различные «прямые» команды), уставки для ввода в ПВУ программы проведения коррекции, а также «количественные» (quantitative) команды, предусматривающие поворот на определенный угол сканирующей платформы. Информация с борта аппарата может передаваться со скоростью 8⅓; 33⅓; 66⅔ 270 и 16200 бит/сек. Скорости 8⅓ и 33⅓ бит/сек используются при передаче данных о работе и состоянии бортовых систем («объектовая» информация), скорость 66⅔бит/сек- для передачи данных от научных приборов в реальном масштабе времени в период пролета, скорость 270 бит/сек - для передачи данных от научных приборов с записи после пролета, скорость 16200 бит/сек - для передачи данных от научных приборов как в период пролета в реальном масштабе времени, так и после пролета с записи. Информация, полученная при пролете, регистрируется аналоговым и цифровым записывающими устройствами. Все телевизионные изображения записываются аналоговым устройством. Изображения можно стирать и записывать новые. Цифровое устройство используется для записи информации от. научных приборов, а также выборочной информации от телевизионных камер (каждый седьмой элемент изображения для облегчения анализа). Общая емкость обоих записывающих устройств 195 млн. бит. При передаче со скоростью 16200 бит/сек телевизионные изображения с аналогового устройства должны предварительно проходить аналого-цифровой преобразователь. Во время воспроизведения информации с аналогового устройства она может записываться на цифровом устройстве и впоследствии воспроизводиться с него со скоростью 270 бит/сек. Прием в этом случае могут осуществлять антенны с отражателем диаметром 26 м.

«Объектовая» информация может передаваться одновременно с информацией от научных приборов, независимо от того, с какой скоростью передается последняя. «Объектовая» информация включает в себя данные о 90 различных параметрах.

Система ориентации включает в себя основные и вспомогательные солнечные датчики, датчик Канопуса и инерциальный измерительный блок (3 гироскопа), а в качестве исполнительных органов - 12 управляющих реактивных сопел, работающих на сжатом азоте. Сопла разделены на две автономные группы, каждая из которых запитывается из своего титанового баллона, содержащего 1,1 кг азота под давлением 175 кг/см². Штатная программа полета предусматривает использование сопел обеих групп, но в аварийном случае все потребности смогут обеспечить сопла одной группы.

После ориентации аппарата по двум осям, что обеспечивается солнечными датчиками, он начинает проворачиваться по крену, пока в поле зрения датчика Канопуса не попадет именно эта звезда. Если в поле зрения датчика попадает другая звезда, то поиск продолжается. Данные о яркости захваченной звезды передаются по телеметрическим каналам на Землю, где определяют, является ли эта звезда Канопусом.

¹ Temperature Control Flux Monitor - прибор для контроля теплового потока.

Логическое устройство датчика настроено таким образом, чтобы прохождение в поле зрения датчика быстрых светящихся частиц не приводило к возобновлению поиска Канопуса. В ходе полета угол обзора датчика Канопуса будет пять раз изменяться, чтобы скомпенсировать изменяющееся относительное угловое положение аппарата и звезды. Первые четыре изменения угла обзора должны производиться до пролета аппарата около Марса с интервалами 3-4 недели, пятое изменение - через 30 суток после пролета.

В период работы корректирующего двигателя ориентация аппарата обеспечивается по командам инерциального измерительного блока четырьмя газовыми рулями, помещенными в истекающую струю. Каждый газовый руль имеет свой привод. Поскольку корректирующий двигатель не лежит ни на одной из трех осей аппарата, каждый газовый руль должен работать по командам всех трех гироскопов инерцнально-го блока.

Корректирующий двигатель (см. «РКТ» № 9, 1967, стр. 10 и № 18, 1968, стр. 9) рассчитан на два включения, для чего снабжен двойным комплектом клапанов и пиротехнических устройств. Двигатель работает на продуктах разложения гидразина, который хранится в эластичной емкости, размещенной в сферическом бачке. Для вытеснения гидразина в камеру разложения, в пространство между жесткой стенкой бачка и эластичной стенкой емкости подается сжатый азот. В камере разложения имеется катализатор. Тяга двигателя 23,3 кг; минимальная длительность импульса 100 мсек, максимальная 102 сек; минимальное приращение скорости менее 0,1 м/сек, максимальное ~ 60 м/сек [1, 6, 9].

Телевизионные камеры и научные приборы (см. «РКТ» № 37, 1968, стр. 8, 9) установлены на сканирующей платформе (рис. 4).

Телевизионные камеры рассчитаны на получение снимков диска планеты при дальнем сближении с Марсом, а также снимков отдельных областей планеты с расстояния 10 000-3200 км. Траектории аппаратов выбраны с таким расчетом, чтобы отснять различные элементы рельефа, в частности, «оазисы», «моря», «каналы», полярные шапки, волну потемнения, а также различные облачные образования. Возможно, при сближении с планетой удастся снять Фобос.

Одна из камер (камера А) снабжена широкоугольным объективом. Разрешающая способность этой камеры на расстоянии 3200 км от Марса такая же, как у камеры аппарата «Маринер IV» на расстоянии ~ 10 000 км, однако, в кадр должна попадать в 12-15 раз большая область¹. Вторая камера (камера В) снабжена телеобъективом. Максимальное разрешение 270 м, в кадр будет попадать примерно в 10 раз меньшая область, чем у камеры А. Диск планеты при сближении должен сниматься камерой В, отдельные области планеты при пролете - обеими камерами. При этом камеры работают поочередно, каждая из них делает снимки с интервалами 84,48 сек. Интервалы подобраны таким образом, чтобы районы, последовательно отснятые камерон А, перекрывались, а районы, отснятые камерой В, лежали внутри районов, отснятых камерой А. Камера А снабжена красным, зеленым и синим фильтрами для выявления цветовых различий, камера В - желтым фильтром, чтобы уменьшить ореол.

Ультрафиолетовый спектрометр (рис. 5а) предназначен для идентификации и определения содержания молекулярных, атомарных и ионизированных газов в верхних слоях марсианской атмосферы. Прибор позволит также определять плотность и температуру атмосферы на различных высотах и интенсивность потока ультрафиолетового излучения, падающего на поверхность Марса. Рабочий диапазон прибора 1100- 4500A [1, 3], разрешающая способность 20A. [6].

Инфракрасный спектрометр (рис. 56) предназначен для поиска в нижних слоях марсианской атмосферы соединений, свидетельствующих о протекании биохимических процессов, влияющих на температуру поверхности и ограничивающих поток ультрафиолетового излучения, достигающего поверхности планеты. Прибор позволит также обнаружить колебания в составе атмосферы, и частности, в содержании водяных паров для различных областей Марса. Рабочий диапазон спектрометра 1,9-14,3 мк, что позволит зарегистрировать присутствие озона, воды, углекислого газа, метана, этилена, ацетилена и других соединений. Присутствие сернистого ангидрида и сероводорода укажет на возможность вулканических процессов на Марсе. Вес прибора 16,2 кг, потребляемая мощность в период работы 8 вт, на трассе полета - 4 вт (питание нагревателей).

Инфракрасный радиометр (рис. 5в) предназначен для измерения температуры поверхности планеты. С помощью этого прибора считают возможным, в частности, обнаружить лед или сухой лед (углекислоту) на полярных шапках Марса. Измерения будут проводиться как над дневной, так и над ночной стороной Марса, что покажет суточные колебания температуры и скорость остывания. Прибор снабжен двумя датчиками (8-12 и 18-25 мк [3]), каждый из которых рассчитан на 30 измерений с интервалами 63 сек. Из 30 измерений - 27 измерений температуры поверхности планеты, 2 калибровочных измерения и одно измерение температуры или напряжения самого прибора.

Помимо измерений с использованием перечисленных приборов, планируется провести с помощью штатного радиотехнического оборудования обоих аппаратов радиозондирование атмосферы Марса в период захода за планету. При этом по изменению частоты и силы сигналов, посылаемых с Земли на частотах 50 и 425 Мгц (см. «РКТ» № 23, 1968, стр. 7, 8) и проходящих через толщу атмосферы Марса, должны быть уточнены данные о давлении, плотности и электронной концентрации в атмосфере Марса, полученные при аналогичном радиозондировании в период пролета около Марса космического аппарата «Маринер IV». Кроме того, предполагается уточнить радиус и величину сжатия Марса, а также исследовать отражение радиосигналов от поверхности планеты. Данные радиозондирования должны сравниваться с другими данными, полученными аппаратами «Маринер VI» и «Маринер VII», что позволит определить электрические характеристики.

¹ В кадр камеры аппарата «Марннер IV» при съемке с расстояния ~ 10000 км попадала область площадью ~ 100000 км³ (см. «РКТ» № 40. 1965, стр. 15).

Слежение за аппаратами «Маринер VI» и «Маринер VII» осуществляют станции системы DSIF(DSN). Всего в систему DSIF входят 9 станции:

- четыре станции в Голдстоне (США, шт. Калифорния), в том числе станции «Эхо» и «Марс»;

- две станции в Австралии: на полигоне Вумера и в Тидбинбилла (близ Канберры);

- две станции в Испании: в Робледо де Чавела и в Себрерос (обе близ Мадрида);

- одна станция близ Йоганнесбурга (ЮАР).

При слежении за аппаратами «Маринер VI» и «Маринер VII» основными являются станция «Эхо» в Голдстоне, а также станции на полигоне Вумера, в Себреросе и Йоганнесбурге.

Все станции оснащены антеннами с отражателем диаметром 26 м (передатчик мощностью 10 квт), за исключением станции «Марс» в Голдстоне, которая использует антенну с отражателем диаметром 64 м и передатчик мощностью 20 квт. Станции принимают с борта телеметрическую информацию, производят траекторные измерения и выдают команды и уставки. Слежение за обоими аппаратами может осуществляться непрерывно, причем при проведении наиболее ответственных операций - сразу с двух станций.

Управление полетом аппаратов осуществляет Центр управления SFOF в Пасадене (шт. Калифорния). В наиболее ответственные моменты персонал, привлекаемый в Центре SFOF к обеспечению полета аппаратов «Маринер VI» и «Маринер VII», достигает 250 человек. Оперативная группа по управлению полетом включает в себя три подгруппы: баллистическую, анализа научной информации и анализа «объектовой» информации.

Аппарат «Маринер VI» предполагалось запустить ракетой-носителем «Атлас-Кентавр» АС-19 25 февраля 1969 г. в 00 час 54 мин¹ со стартового комплекса № 36А на мысе Кеннеди. Аппарат «Маринер VII» предполагалось запустить ракетой «Атлас-Кентавр» АС-20 24 марта 1969 г. в 21 час 58 мин со стартового комплекса № 36B. «Окна» для запуска продолжаются около часа.

Расчетные программы полета ракет «Атлас-Кентавр» АС-19 и «Атлас-Кентавр» АС-20 приведены в таблице. На вертикальном участке траектории (продолжительность вертикального подъема до начала запрограммированного изменения угла тангажа ~15 сек) ракета проворачивается относительно продольной оси для установки нужного азимута: 108° для ракеты АС-19 и 104,85° для ракеты АС-20 при условии запуска в расчетное время, указанное в таблице. Проворачивание продолжается со второй до пятнадцатой секунды полета. Выключение стартовых двигателей первой ступени производится по команде акселерометра при достижении ускорения 5,7 g, выключение маршевого двигателя первой ступени - по команде датчиков расхода компонентов топлива. После отделения первая ступень тормозится с помощью установленных на ней РДТТ.

Ракеты совершают два маневра в плоскости рыскания, чтобы трасса не проходила над Малыми Антильскими островами: в случае аварийного подрыва ракет над этими островами могут быть разрушения и жертвы. Один маневр производится через 8 сек после выключения стартовых двигателей первой ступени, второй - через 4 сек после включения двигателей второй ступени.

Отделение аппарата от второй ступени ракеты-носителя обеспечивается пружинным толкателем, который сообщает аппарату дополнительное приращение скорости 0,6 м/сек. После отделения аппарата вторая ступень с помощью своих вспомогательных двигателей разворачивается на 180°. Остатки топлива сливаются через основные двигатели, что обеспечивает тормозной импульс, предотвращающий попадание нестерилизованной ступени на Марс. Заторможенная ступень движется по гелиоцентрической орбите.

¹ Здесь и далее время по Гринвичу.

Таблица

* При условии запуска ракеты «Атлас-Кентавр» АС-19 25 февраля 1969 г. в 00 час 54 мин. в ракеты «Атлас-Кентавр» АС-20 24 марта в 21 час 58 мин.

Согласно расчетной программе полета, ракета-носитель «Атлас-Кентавр» выводит аппарат «Марннер VI» («Маринер VII») непосредственно на траекторию полета к Марсу (без предварительного вывода на геоцентрическую орбиту). Потребная конечная скорость варьируется в зависимости от дня запуска.

После отделения аппарата от второй ступени ракеты-носителя начинается поиск Солнца и ориентация аппарата относительно Солнца. Одновременно включается ПВУ и прекращается протяжка ленты в записывающих устройствах (протяжка ленты на активном участке полета ракеты-носителя производится для поддержания требуемой степени натяжения ленты).

Поиск Солнца завершается через 30 мин после отделения аппарата от ракеты-носителя, после чего устанавливаются в рабочее положение панели с солнечными элементами. Через 4 час после отделения аппарата от ракеты-носителя начинается поиск Канопуса, направление на который составляет угол 70° с линией «аппарат-Солнце» [1, 9].

Корректирующий двигатель на каждом аппарате рассчитан на два включения. Предполагалось, что для аппарата «Маринер VI», траектория которого имеет большую протяженность, коррекцию придется проводить два раза, а для аппарата «Маринер VII» - один раз. Первую коррекцию для аппарата «Маринер VI» рассчитывали провести через 5-15 суток после старта, вторую - через 1-5 месяцев. Коррекция для аппарата «Маринер VII» была запланирована примерно через 5 суток после старта.

Перед коррекцией в ПВУ аппарата вводятся соответствующие уставки, которые в случае необходимости можно отбить. Уставки предусматривают разворот аппарата по тангажу и крену, а также момент и продолжительность включения корректирующего двигателя. Двигатель включается примерно через 8,5 мин после завершения разворота по тангажу и крену. Ориентируясь для выполнения коррекции, аппарат теряет Солнце и Канопус. В период коррекции ориентация и стабилизация обеспечиваются инерциальным измерительным блоком. По завершении коррекции ориентация относительно Солнца и Канопуса восстанавливается.

На трассе «Земля-Марс» телеметрическая информация передается со скоростью 8⅓ или 33⅓. Переключение с одной скорости на другую производится по команде с Земли в зависимости от качества работы радиотехнического оборудования.

Взаимное расположение Земли, Марса и аппарата на трассе полета «Земля-Марс» и в период пролета аппарата около Марса показано на рис. 6, трассы полета аппаратов «Маринер VI» и «Маринер VII» - на рис. 7.

Пролет около Марса (рис. 8) делится на три участка: дальнее сближение, ближнее сближение и радиозаход. Согласно штатной программе, участок дальнего сближения для аппарата «Маринер VI» начинается за 48 час, а аппарата «Маринер VII» за 72 час до прохождения на минимальном расстоянии (3200 км) от поверхности Марса (в Т1-48 час и Т1 - 72 час). На участке дальнего сближения аппарат «Маринер VI должен сделать 50, а аппарат «Маринер VII» 90 снимков диска планеты. Эти снимки предполагают передать на Землю со скоростью 16 200 бит/сек до окончания этапа дальнего сближения. Если по каким-либо причинам передать такое количество снимков невозможно, ПВУ автоматически включает цикл, предусматривающий получение только 8 снимков в период с Т1-21 час до Т1- 12 час. Эти 8 снимков будут записаны на борту и переданы на Землю после пролета около планеты. К началу участка дальнего сближения ПВУ выдает команды на разогрев научных приборов, включение системы преобразования данных, записывающих устройств и механизма сканирующей платформы. Скорость передачи телеметрической информации повышается до 66⅔ бит/сек. Перед началом участка дальнего сближения сканирующая платформа устанавливается в положение дальнего сближения и включается датчик дальнего захвата Марса. Когда датчик захватывает Марс, механизм сканирующей платформы начинает работать в режиме автоматического сопровождения. Съемки на участке дальнего сближения ведет только камера В с телеобъективом. Изображения, получаемые через определенные интервалы (различные для двух аппаратов), записываются аналоговым, устройством. Научные приборы, за исключением инфракрасного спектрометра, начинают измерения на участке дальнего сближения, однако эти данные не регистрируются на борту, поскольку цифровое записывающее устройство, еще не работает. При необходимости определенная часть информации от приборов может быть передана на Землю в реальном масштабе времени.

Участок ближнего сближения начинается по получении запланированного числа снимков диска планеты на участке дальнего сближения. При этом датчик дальнего захвата Марса выключается, механизм сканирующей платформы перестает работать в режиме автоматического сопровождения, включаются цифровое записывающее устройство и два узкоугольных датчика Марса. Когда эти датчики захватывают Марс, включается система охлаждения детектора инфракрасного спектрометра, затем сам этот спектрометр. Платформа начинает работать в режиме сканирования. Изображения от телевизионных камер (24 снимка каждой камерой с расстояния 10000-3200 км) записываются аналоговым, а информация от научных приборов - цифровым устройством. Области Марса, подлежащие телевизионной съемке, показаны на рис. 9¹. Если удастся повторно снять области, снятые в 1965 г. аппаратом «Маринер IV», то особый интерес представят изменения, происшедшие за 4 года, если таковые будут обнаружены [1]. Всего аппараты «Маринер VI» и «Маринер VII» должны снять 20% площади поверхности Mapса [2].

При пересечении терминатора (Т1 + 3 мин) «аналоговое устройство, записывающее только телевизионные изображения, выключается, а цифровое устройство продолжает работать еще 6 мин, регистрируя информацию от научных приборов над ночной стороной планеты.

В Т1 + 11 мин начинается радиозаход аппарата за Марс, который длится примерно 25 мин. В Т1+7 час по команде ПВУ механизм сканирующей платформы, система преобразования данных и научные приборы выключаются [1].

Скорость аппаратов относительно Марса в период пролета составит 7,9 км/сек [9].

В Т1+4 час начинается передача на Землю данных с цифрового устройства со скоростью 270 бит/сек. Эта передача заканчивается в Т1 + 21 час. Затем начинается передача данных с аналогового устройства со скоростью 16 200 бит/сек с использованием аналого-цифрового преобразователя. Считывание с аналогового устройства при этих условиях длится 2 час 53 мин, после чего возобновляется считывание с цифрового устройства, которое завершается в Т1+32 час, уступая место повторному считыванию с аналогового устройства. Данные, полученные от аппарата «Маринер VI», будут подвергнуты экспресс-анализу, чтобы, если это окажется целесообразным, скорректировать программу операций аппарата «Маринер VII» в период пролета около Марса.

Согласно программе, прохождение аппарата «Маринер VI» на минимальном расстояния от Марса произойдет примерно в 6 час 31 июля, а аппарата «Маринер VII» примерно в 6 час 5 августа 1969 г. Первый аппарат должен пройти над экваториальными, второй - над полярными областями планеты (см. рис. 9). В период пролетного сеанса аппараты должны находиться в зоне видимости станции слежения в Голдстоне.

После первых сеансов передачи телевизионных снимков с аналогового устройства они перезаписываются на цифровое и передаются с него со скоростью 270 бит/сек.

¹ При планировании программы движения аппарата пользовались специальными картами Марса (см. «РКТ» № 50, 1967, стр. 5, 6).

По завершении передачи информации на Землю аппарат ориентируется таким же образом, как на трассе «Земля-Марс» для проведения дополнительных сеансов траекторных измерений и приема «объектовой» информации.

Поскольку аппараты нестерилизованные, их траектории рассчитаны таким образом, чтобы исключить вероятность падения на Марс [1].

Первоначально космический аппарат «Маринер VI» предполагали запустить ракетой-носителем «Атлас-Кентавр» АС-19 со стартового комплекса № 36A на мысе Кеннеди в 00 час 54 мин 25 февраля 1969 г., a аппарат «Маринер VII» ракетой-носителем «Атлас-Кентавр» АС-20 со стартового комплекса № 36В на мысе Кеннеди в 21 час 58 мин 24 марта 1969 г. Предстартовая подготовка обеих ракет-носителей с аппаратами на соседних стартовых комплексах проводилась параллельно. Однако 14 февраля произвольно сработало реле на ракете «Атлас-Кентавр» АС-19 и подало команду на стравливание давления наддува в незаправленной первой ступени (ракета «Атлас»). Тонкостенный корпус ступени деформировался, ступень пришлось отправить в ремонт на завод фирмы-изготовителя Convair в г. Сан Диего. Чтобы не сорвать запуск аппарата «Маринер VI», его поменяли местами с аппаратом «Марннер VII».

Запуск аппарата «Маринер VI» был окончательно намечен на 01 час 14 мин 25 февраля ракетой «Атлас-Кентавр» АС-20. Однако на завершающем этапе проверки возникло подозрение о неисправности в системе наведения. Вскоре выяснилось, что система наведения функцио-нирует нормально, а неисправен датчик наземной проверочной системы. Однако потребовавшаяся дополнительная проверка привела к неко-торой отсрочке запуска, и он был осуществлен в 01 час 29 мин 25 февраля. Стартовые двигатели ракеты «Атлас» выключились на 3 сек раньше расчетного времени, однако недобор скорости был компенсирован более продолжительной (на 19 сек), чем предусматривалось программой, работой основного двигателя первой ступени и более продолжительной (на 26 сек) работой двигателей второй ступени. Аппарат вышел на траекторию, следуя по которой без коррекции, он прошёл бы на расстоянии 8850 км от Марса. Захват Солнца и Канопуса был осуществлен без затруднений. Коррекция была проведена 28 февраля. Корректирующий двигатель проработал 5,4 сек и несколько уменьшил скорость ап-парата. Траекторные измерения, проведенные после коррекции, показали, что аппарат должен пройти на заданном расстоянии (3200 км) от Марса 31 июля 1969 г. [5, 9, 14, 16].

Запуск аппарата «Маринер VII» в первоначально намеченный срок 24 марта 1969 г. провести не удалось, поскольку в аппарате были обнаружены неисправности и его пришлось снять с ракеты-носителя для замены неисправных блоков. Новый срок запуска был намечен на 21 час 35 мин 27 марта. За 50 сек до расчетного момента запуска в связи с обнаружением неисправности в системе наведения подготовку пришлось прервать. После устранения неисправности предстартовая подготовка была возобновлена и ракета-носитель «Атлас-Кентавр» АС-19 с аппаратом «Маринер VII» стартовала 27 марта в 22 час 22 мин [13]. Аппарат вышел на траекторию, следуя по которой без коррекции, он прошел бы на расстоянии 26 500 км от поверхности Марса. После выхода аппарата на траекторию полета к Марсу наблюдались сбои в ПВУ, радиотехнической системе, а также падение уровня мощности батареи. Ориентацию аппарата на звезду Канопус отложили до выяснения и устранения причин сбоев и произвели только 1 апреля (см. «РКТ» № 15, 1969, стр.9) [15]. Коррекция траектории аппарата была произведена 8 апреля, когда он находился на расстоянии ~ 4 млн. км от Земли. Корректирующий двигатель проработал 7,7 сек и уменьшил скорость аппарата на 4,5 м/сек. Следуя по скорректированной траектории, аппарат должен пройти 5 августа 1969 г. на заданном (3200 км) расстоянии от Марса.

ЗАТРАТЫ НА ПРОГРАММУ

Общие затраты на создание и запуск космических аппаратов «Маринер VI» и «Маринер VII» составят 148 млн. долл., в том числе 128 млн. долл. на аппараты и 20 млн. долл. на закупку ракет-носителей и обеспечение запуска [1, 4].