новости библиотека новые книги ссылки карта проектов о сайте



Пользовательского поиска




предыдущая главасодержаниеследующая глава

Глава III. Советские искусственные спутники и космические ракеты

Первый советский искусственный спутник Земли

Запуск первого в мире советского искусственного спутника Земли был осуществлен 4 октября 1957 г.

Спутник имел форму шара. Диаметр его был равен 580 млн., вес - 83,6 кг. На внешней поверхности спутника были установлены антенны радиопередатчиков в виде четырех стержней. Длина двух из них составляла 2,4 м, двух других - 2,9 м. Стержни соединялись с антенными изоляторами, закрепленными на корпусе спутника с помощью шарнирных узлов, обеспечивающих их поворот на некоторый угол после отделения спутника от ракеты-носителя.

Общий вид первого искусственного спутника Земли представлен на рис. 82. Стержни антенн на рисунке занимают положение, соответствующее полету спутника по орбите.

Рис. 82. Первый советский искусственный спутник Земли
Рис. 82. Первый советский искусственный спутник Земли

Вся аппаратура, вместе с источниками ее энергопитания, размещалась в герметичном корпусе, изготовленном из алюминиевых сплавов. Корпус состоял из двух тонкостенных полуоболочек, соединяемых при сборке спутника. Конструкция стыка полуоболочек обеспечивала полную ее герметичность.

Поверхность корпуса спутника полировалась и подвергалась специальной обработке, чтобы придать ей необходимые значения коэффициента поглощения солнечной радиации и коэффициента собственного излучения. Перед пуском спутник был заполнен газообразным азотом.

Для поддержания достаточно стабильного внутреннего температурного режима на спутнике была установлена специальная система терморегулирования, изменявшая принудительную циркуляцию газообразного азота в корпусе спутника в зависимости от температуры в нем. Соответственно этому изменялось тепловое сопротивление между аппаратурой и оболочкой спутника и отвод тепла от аппаратуры к оболочке.

На спутнике были установлены два радиопередатчика, работавшие на частотах 20,005 и 40,002 Мгц (длины волн соответственно 15 и 7,5 м). Сигналы, излучаемые радиопередатчиками на каждой из частот, имели вид телеграфных посылок. Посылка сигнала одной частоты производилась во время паузы сигнала другой частоты. В среднем длительность сигналов на каждой из частот составляла 0,2÷0,3 сек. Типичная форма радиосигналов приведена на рис. 83.

Рис. 83. Форма радиосигналов первого спутника
Рис. 83. Форма радиосигналов первого спутника

Радиопередатчики спутника обеспечивали возможность систематических наблюдений за его орбитой. Для регистрации процессов, происходящих на спутнике, на нем были установлены чувствительные элементы, меняющие частоты телеграфных посылок и соотношения между длительностью этих посылок и пауз между ними при изменении некоторых параметров внутри спутника (температуры, давления).

При приеме радиосигналов наземными станциями производилась их регистрация для последующей расшифровки и анализа.

Наличие на спутнике радиопередатчиков, работавших на двух различных частотах, создало возможность проведения исследований по распространению радиоволн в ионосфере. При этом выбор длины волн (7,5 и 15 м) позволил производить радионаблюдения за спутником не только специальным станциям, но и самым широким кругам радиолюбителей во всех частях земного шара. Мощность радиопередатчиков оказалась вполне достаточной для уверенного приема радиосигналов обычными любительскими приемниками на весьма больших расстояниях. На волне 15 м радиосигналы спутника принимались на расстояниях, достигающих 10-12 тыс. км.

Источники энергопитания, размещенные на спутнике, обеспечили работу всей его аппаратуры в течение трех недель.

Спутник был установлен в передней части ракеты-носителя. Для защиты от тепловых и аэродинамических воздействии на участке выведения, при полете ракеты в плотных слоях атмосферы, он предохранялся защитным конусом. После выведения на орбиту спутник был отделен от последней ступени ракеты-носителя с помощью специального толкателя. Одновременно с отделением спутника был сброшен защитный конус, после чего спутник начал двигаться по орбите самостоятельно.

Второй советский искусственный спутник Земли

Второй советский искусственный спутник Земли, выведенный на орбиту 3 ноября 1957 г., в отличие от первого представлял собой последнюю ступень ракеты, на которой в ряде контейнеров размещалась вся научная и измерительная аппаратура, а также подопытное животное - собака по кличке Лайка (рис. 84). Общий вес аппаратуры, животного и источников энергопитания - 508,3 кг.

Рис. 84. Собака Лайка
Рис. 84. Собака Лайка

Размещение аппаратуры непосредственно на корпусе последней ступени ракеты упростило задачу определения орбиты спутника при помощи оптических средств наблюдения. Как показал запуск первого спутника, наблюдения за ракетой-носителем оказались значительно более простыми, чем наблюдения за самим спутником, поскольку яркость ракеты-носителя превосходила яркость спутника на несколько звездных величин.

В передней части последней ступени ракеты на специальной силовой раме был установлен прибор для исследования излучения Солнца в ультрафиолетовой и рентгеновской областях спектра, сферический контейнер с радиопередатчиками и герметическая кабина с подопытным животным. Схема их размещения приведена на рис. 85. Два прибора для изучения космических лучей располагались в корпусе ракеты.

Рис. 85. Схема размещения аппаратуры на втором советском спутнике: 1 - защитный конус, сбрасываемый после выведения спутника на орбиту; 2 - прибор для исследования ультрафиолетового и рентгеновского излучения Солнца; 3 - сферический контейнер с аппаратурой и радиопередатчиками; 4 - силовая рама для крепления аппаратуры; 5 - герметическая кабина с подопытными животными
Рис. 85. Схема размещения аппаратуры на втором советском спутнике: 1 - защитный конус, сбрасываемый после выведения спутника на орбиту; 2 - прибор для исследования ультрафиолетового и рентгеновского излучения Солнца; 3 - сферический контейнер с аппаратурой и радиопередатчиками; 4 - силовая рама для крепления аппаратуры; 5 - герметическая кабина с подопытными животными

Установленные на раме приборы, контейнер и кабина с животным (рис. 86) были закрыты защитным конусом, предохранявшим их от тепловых и аэродинамических воздействий при полете ракеты в плотных слоях атмосферы. Сбрасывание защитного конуса после выведения последней ступени ракеты на орбиту осуществлялось механизмом отделения.

Рис. 86. Сферический контейнер и кабина с животным, установленные на силовой раме второго спутника
Рис. 86. Сферический контейнер и кабина с животным, установленные на силовой раме второго спутника

Радиопередатчики, находящиеся в сферическом контейнере, работали на тех же частотах, что и радиопередатчики первого спутника (20,005 и 40,002 Мгц). Кроме радиопередатчиков, в сферическом контейнере размещались источники энергопитания, аппаратура терморегулирования и чувствительные элементы, регистрирующие изменение температуры и других параметров в контейнере. По своей конструкции сферический контейнер был подобен первому искусственному спутнику Земли.

Один из радиопередатчиков, работавший на частоте 20,005 Мгц (длина волны 15 м), излучал сигналы, имевшие вид телеграфных посылок. Длительность посылок, как и длительность пауз между ними, составляла в среднем около 0,3 сек. Изменение некоторых параметров внутри контейнера (температуры, давления) регистрировалось чувствительными элементами, менявшими в определенных пределах длительность этих посылок и пауз между ними. Второй радиопередатчик работал на частоте 40,002 Мгц (длина волны 7,5 м) в режиме непрерывного излучения.

Герметическая кабина, в которой помещалась собака Лайка, имела вид цилиндра с выпуклыми днищами. Для установки оборудования и размещения животного одно из днищ было сделано съемным. На съемном днище имелся иллюминатор из органического стекла для освещения кабины в полете и наблюдения за животным после герметизации кабины. В кабине были созданы условия, необходимые для нормального существования животного: имелось приспособление для кормления, а также система кондиционирования воздуха, состоящая из регенерационной установки и системы терморегулирования.

Регенерация воздуха в кабине обеспечивалась применением специальных высокоактивных химических соединений, выделяющих необходимый для дыхания животного кислород и поглощающих углекислоту и избыток водяных паров. Регенерирующие вещества в виде пластин размещались в кожухах коробчатого сечения с обеих сторон от подопытного животного (рис. 87). Интенсивность процессов регенерации регулировалась автоматически. Поскольку в условиях невесомости конвекция отсутствовала, имелась система принудительной вентиляции.

Рис. 87. Оборудование герметической кабины с подопытным животным - собакой Лайкой
Рис. 87. Оборудование герметической кабины с подопытным животным - собакой Лайкой

Для изучения процессов жизнедеятельности в условиях космического полета в кабине размещалась аппаратура для регистрации пульса, дыхания, кровяного давления и биопотенциалов сердца животного, а также чувствительные элементы для измерения температуры и давления в кабине.

Кабина, как и сферический контейнер, была изготовлена из алюминиевых сплавов. Поверхность их была подвергнута специальной обработке. Системы терморегулирования, расположенные в кабине животного и сферическом контейнере, по принципу действия были аналогичны системе терморегулирования, установленной на первом советском искусственном спутнике.

Кроме указанной аппаратуры, в корпусе последней ступени ракеты были установлены: радиотелеметрическая аппаратура, аппаратура для измерения температуры, программное устройство и источники энергопитания.

Контроль температуры на внешней поверхности и внутри кабины животного, а также на отдельных приборах и элементах конструкции второго спутника производился с помощью температурных датчиков. Передача данных всех измерений, проводимых на спутнике, осуществлялась радиотелеметрической аппаратурой, которая включалась часовым программным устройством периодически, по специальной программе. Прием и регистрация радиотелеметрических передач на Земле велись рядом наземных телеметрических станций.

Программа научных исследований, связанных с проведением измерений на втором искусственном спутнике, была рассчитана на семь суток. После прекращения работы радиопередатчиков и радиотелеметрической аппаратуры наблюдения за вторым спутником, с целью изучения верхних слоев атмосферы по изменению орбиты спутника и прогнозирования его движения, продолжались с помощью оптических и радиолокационных средств.

Третий советский искусственный спутник Земли

Третий советский искусственный спутник Земли, запуск которого был осуществлен 15 мая 1958 г., с полным правом может быть назван автоматической научной станцией в космосе. Его устройство и конструкция значительно более совершенны, чем конструкция первых спутников.

Вес спутника равен 1327 кг, а общий вес установленной на нем научной и измерительной аппаратуры вместе с источниками питания составлял 968 кг. Спутник имел конусообразную форму. Длина его - 3,57 м, наибольший диаметр - 1,73 м, без учета выступающих антенн.

При конструировании спутника был учтен целый ряд специфических требований, связанных с проведением на нем различных научных экспериментов в условиях космического полета и размещением разнообразной научной и измерительной аппаратуры. Возможность взаимного влияния отдельных научных приборов потребовала тщательной проработки компоновки спутника и размещения чувствительных элементов научной аппаратуры.

Герметичный корпус спутника изготовлен из алюминиевых сплавов. Поверхность его, как и поверхность первых спутников, была полирована и подвергнута специальной обработке для придания ей определенных значений коэффициентов излучения и поглощения солнечной радиации. Заднее днище корпуса съемное. Оно крепилось к стыковому шпангоуту, приваренному к оболочке, большим количеством болтов. Герметичность стыка обеспечивалась специальным уплотнением. Перед пуском спутник заполнялся газообразным азотом.

Передняя часть спутника закрыта специальным защитным конусом, сбрасываемым после выведения спутника на орбиту, при отделении его от ракеты-носителя. Защитный конус предохранял переднюю часть корпуса спутника с установленными на ней датчиками научной аппаратуры от тепловых и аэродинамических воздействий в период полета ракеты-носителя в плотных слоях атмосферы. Конус состоял из носка и двух полуоболочек, которые разделялись при сбрасывании. Помимо защитного конуса, значительная часть внешней поверхности корпуса спутника закрыта на участке выведения четырьмя специальными щитками, соединенными шарнирами с корпусом ракеты-носителя. При отделении спутника эти щитки остались на ракете. Схема отделения спутника показана на рис. 88. На внешней поверхности спутника установлен ряд антенных систем в виде штырей и трубчатых конструкций сложной формы.

Рис. 88. Схема отделения спутника от ракеты-носителя: 1 - спутник; 2 - ракета-носитель; 3 - отделяющийся защитный конус; 4 - отделяемые от спутника щитки
Рис. 88. Схема отделения спутника от ракеты-носителя: 1 - спутник; 2 - ракета-носитель; 3 - отделяющийся защитный конус; 4 - отделяемые от спутника щитки

Внутри спутника, на задней приборной раме, выполненной из магниевого сплава, расположены: радиотелеметрическая аппаратура, радиоаппаратура для измерения координат спутника, программно-временное устройство, аппаратура системы терморегулирования и измерения температур, приборы, обеспечивающие включение и выключение аппаратуры, электрохимические источники энергопитания. Из научной аппаратуры на задней раме установлены приборы для измерения интенсивности первичного космического излучения и регистрации ядер тяжелых элементов в космических лучах, а также аппаратура для регистрации ударов микрометеоров. Приборная рама крепилась к силовым узлам, имеющимся на оболочке корпуса. Основная часть приборов для научных исследований, вместе с источниками питания, установлена на другой приборной раме, также находящейся внутри спутника в передней его части. На этой раме размещены электронные блоки аппаратуры, служащей для измерения давления, ионного состава атмосферы, концентрации положительных ионов, величины электрического заряда, а также напряженности электростатического и магнитного полей и интенсивности корпускулярного излучения Солнца. Здесь же установлен один из радиопередатчиков.

Размещение датчиков (чувствительных элементов) научной аппаратуры определялось назначением и особенностями каждого из них.

Магнитометр помещен внутри спутника в передней его части, что обеспечивало максимальное удаление магнитометра от остальной аппаратуры. Счетчики космических лучей также установлены внутри спутника. Прочие датчики научной аппаратуры были размещены вне герметичного корпуса и имели непосредственный контакт с окружающим пространством.

Фотоумножители, служащие для регистрации корпускулярного излучения Солнца, смонтированы на переднем днище корпуса.

В цилиндрических стаканах, вваренных в оболочку передней части корпуса, установлены один магнитный и два ионизационных манометра, измеряющих давление в верхних слоях атмосферы. Вблизи них расположены два электростатических флюксметра, служащих для измерения напряженности электростатического поля, а также трубка радиочастотного масс-спектрометра, определяющего состав ионов на больших высотах.

На двух трубчатых стержнях, шарнирно прикрепленных к оболочке корпуса, установлены сферические сетчатые ионные ловушки, позволяющие измерять концентрацию положительных ионов. В период выведения спутника на орбиту стержни с ловушками прижаты к поверхности корпуса и закрыты снаружи защитным конусом. После сброса защитного конуса стержни поворачивались на своих шарнирах и устанавливались перпендикулярно к боковой поверхности спутника.

На заднем днище корпуса установлены четыре датчика для регистрации ударов микрометеоров. Размещение научной аппаратуры на спутнике показано на рис. 89.

Рис. 89. Научная аппаратура третьего советского искусственного спутника Земли: 1 - магнитометр; 2 - фотоумножители для регистрации корпускулярного излучения Солнца; 3 - солнечные батареи; 4 - прибор для регистрации фотонов в космических лучах; 5 - магнитный и ионизационный манометры; 6 - ионные ловушки; 7 - электростатические флюксметры; 8 - масс-спектрометрическая трубка; 9 - прибор для регистрации тяжелых ядер в космических лучах; 10 - прибор для измерения интенсивности первичного космического излучения; 11 - датчики для регистрации микрометеоров. Электронные блоки научной аппаратуры, радиоизмерительные системы, программно-временное устройство и электрохимические источники питания расположены внутри корпуса спутника
Рис. 89. Научная аппаратура третьего советского искусственного спутника Земли: 1 - магнитометр; 2 - фотоумножители для регистрации корпускулярного излучения Солнца; 3 - солнечные батареи; 4 - прибор для регистрации фотонов в космических лучах; 5 - магнитный и ионизационный манометры; 6 - ионные ловушки; 7 - электростатические флюксметры; 8 - масс-спектрометрическая трубка; 9 - прибор для регистрации тяжелых ядер в космических лучах; 10 - прибор для измерения интенсивности первичного космического излучения; 11 - датчики для регистрации микрометеоров. Электронные блоки научной аппаратуры, радиоизмерительные системы, программно-временное устройство и электрохимические источники питания расположены внутри корпуса спутника

Многоканальная радиотелеметрическая система спутника способна одновременно передавать на Землю данные о всех научных измерениях, проводимых на нем. Она отличается высокой разрешающей способностью - передача каждого из измеряемых параметров осуществляется много раз в секунду.

Радиотелеметрическая система снабжена рядом запоминающих устройств, которые непрерывно фиксировали данные научных измерений при движении спутника по орбите. При очередном пролете спутника над наземными измерительными станциями "запомненная" информация передавалась на Землю.

Имеющаяся на спутнике система измерения температур непрерывно регистрировала температуру в различных точках поверхности спутника и внутри него.

Для автоматического управления работой всей научной и измерительной аппаратуры, периодических ее включений и выключений, на спутнике установлено электронное программно-временное устройство, выполненное целиком на полупроводниковых элементах. Это устройство также периодически выдавало с большой точностью отметки времени, что было необходимо для последующей привязки результатов научных измерений к астрономическому времени и географическим координатам. Энергопитание аппаратуры спутника осуществлялось от электрохимических источников тока и полупроводниковой солнечной батареи. Солнечная батарея размещена в виде отдельных секций на внешней поверхности корпуса спутника. Четыре малых секции установлены на переднем днище, четыре секции - на боковой поверхности и одна секция - на заднем днище.

Все секции включались параллельно друг другу через диоды. Такая схема солнечной батареи обеспечивала ее нормальную работу независимо от ориентации спутника относительно Солнца.

Для обеспечения стабильного температурного режима на спутнике имелась система терморегулирования, которая значительно усовершенствована по сравнению с системами терморегулирования двух первых спутников. Регулирование теплового режима осуществлялось путем изменения принудительной циркуляции газообразного азота в спутнике, а также изменением коэффициента собственного излучения его поверхности. С этой целью на боковой поверхности спутника установлены жалюзи, состоящие из 16 отдельных секций, которые открывались и закрывались автоматически от системы терморегулирования.

Установленное на спутнике радиопередающее устройство "Маяк" непрерывно излучало сигналы в виде телеграфных посылок на частоте 20,005 Мгц. Сигналы его могли приниматься как специальными станциями, так и с помощью обычных коротковолновых радиоприемников. Мощность излучения, равная 0,25 вт, обеспечивала прием на расстояниях, составляющих многие тысячи километров.

Радиопередающее устройство "Маяк" состояло из двух передатчиков - основного и резервного. Высокочастотная часть каждого из передатчиков имела задающий генератор с кварцевой стабилизацией и два каскада усиления. В случае появления какой-либо неисправности в основном передатчике включение резервного передатчика должно было осуществляться специальным коммутационным устройством. Однако переход на резервный передатчик в полете не производился, поскольку основной передатчик работал надежно.

Питание радиопередатчика осуществлялось в основном от солнечной батареи, а в периоды нахождения спутника в земной тени - от электрохимических источников тока. Переход от одного вида питания к другому осуществлялся автоматически. Напряжение солнечной батареи при освещении одной из ее секций Солнцем превышало напряжение электрохимических источников тока. Поэтому их энергия в эти периоды не расходовалась. При попадании спутника в тень Земли напряжение на солнечной батарее падало и ток для питания передатчика поступал от электрохимических источников.

По радиоканалу передатчика "Маяк" передавалась информация о работе солнечных батарей и данные о космическом излучении. Сигналы его имели вид, представленный на рис. 90. За маркерной посылкой длительностью 300 миллисекунд следуют три посылки переменной длительности. В случае работы радиопередатчика от солнечных батарей длительность первой из посылок, следующей за маркерной, составляла 150 миллисекунд, а при питании от химических источников тока - 50 миллисекунд. Показания счетчиков космических лучей передавались путем изменения длительности второй и третьей посылок со 150 до 50-100 миллисекунд. Замеренная на спутнике интенсивность космических лучей определялась частотой изменения характера посылок.

Рис. 90. Форма сигналов радиопередающего устройства 'Маяк': вверху - при работе от солнечной батареи; внизу - при работе от химических источников тока (А - маркерные импульсы)
Рис. 90. Форма сигналов радиопередающего устройства 'Маяк': вверху - при работе от солнечной батареи; внизу - при работе от химических источников тока (А - маркерные импульсы)

Орбиты советских искусственных спутников

Первый советский искусственный спутник Земли был выведен на орбиту с высотой перигея 228 км и высотой апогея 947 км. Период его обращения вокруг Земли непосредственно после выведения составлял 96,17 мин. За сутки спутник совершал около 15 полных оборотов вокруг Земли.

Вследствие вращения Земли на каждом следующем витке спутник оказывался над другим районом, смещаясь по долготе примерно на 24° к западу. Кроме того, плоскость орбиты прецессировала в направлении с востока на запад со скоростью около 3° в сутки (примерно четверть градуса за один оборот спутника). В результате каждый следующий виток проходил западнее предыдущего на широте Москвы примерно на 1500 км. В экваториальной области расстояние (по долготе) между смежными витками составляло более 2500 км.

Угол наклонения орбиты к плоскости земного экватора равнялся 65°. В соответствии с этим трасса спутника проходила над районами Земли, находящимися приблизительно между Северным и Южным полярными кругами. Вследствие вращения Земли угол наклона трассы к экватору отличался от наклонения орбиты и составлял около 69°.

Степень торможения спутника в атмосфере может быть охарактеризована изменением периода его обращения за определенный промежуток времени. Для первого спутника период обращения вокруг Земли в начале его существования уменьшался за сутки примерно на 1,8 сек.

Ракета-носитель вначале двигалась по орбите, практически совпадающей с орбитой спутника. Однако степень торможения ее примерно вдвое превышала степень торможения спутника. Вследствие этого изменение их скоростей происходило неодинаково, и параметры их орбит (высота апогея и период обращения) постепенно стали все больше и больше различаться. Большая степень торможения ракеты-носителя привела к тому, что высота ее орбиты и период обращения сделались меньше, чем высота орбиты и период обращения спутника: за один и тот же промежуток времени ракета совершала по орбите больше оборотов, чем спутник. Таким образом ракета-носитель стала опережать спутник. 11 октября 1957 г. ракета-носитель опережала спутник примерно на 2 мин. (около 1000 км), утром 13 октября - на 5 мин. (2500 км), а вечером 15 октября - на 10 мин. 28 октября ракета-носитель догнала спутник, сделав на один оборот больше. К 9 ноября высота апогея орбиты первого спутника уменьшилась до 810 км, а высота апогея ракеты-носителя - до 695 км. К 20 часам 9 декабря первый спутник совершил 1000 оборотов вокруг Земли. Период его обращения к этому времени уменьшился на 3,5 мин., а высота апогея орбиты составляла около 600 км.

Различная степень торможения спутника и ракеты-носителя привела к различному времени их движения по орбите. Ракета-носитель первого спутника продолжала свое движение по орбите до конца ноября 1957 г. 30 ноября было отмечено заметное уменьшение периода ее обращения и высоты. Особенно интенсивное снижение происходило 1 декабря по трассе, проходящей через район г. Иркутск - Чукотский полуостров - Аляска и далее вдоль западного побережья Америки. При этом ракета-носитель начала входить в плотные слои атмосферы, сгорать и разрушаться.

Первый спутник просуществовал как космическое тело в течение 92 суток, совершив около 1400 оборотов вокруг Земли. По данным наблюдений и траекторных расчетов установлено, что 4 января 1958 г. он вошел в плотные слои атмосферы и прекратил свое существование.

Второй советский искусственный спутник был выведен на орбиту с высотой перигея 225 км и высотой апогея 1671 км. Период его обращения вокруг Земли непосредственно после выведения равнялся 103,75 мин., а уменьшение периода составляло 3,08 сек. в сутки. Угол наклонения орбиты был равен 65°.

Вследствие увеличенного периода обращения второй спутник в начале своего существования совершал за сутки около 14 полных оборотов вокруг Земли. Смещение каждого следующего витка по долготе для второго спутника было примерно на 1/15 больше, чем для первого спутника. На такую же величину возросло и расстояние на поверхности Земли между трассами двух соседних витков.

Второй искусственный спутник прекратил свое существование 14 апреля 1958 г., совершив около 2370 оборотов вокруг Земли. Время его существования таким образом составило более 5 месяцев.

При запуске третьего советского искусственного спутника 15 мая 1958 г. он был выведен на орбиту с высотой перигея 226 км и высотой апогея 1881 км. Угол наклонения орбиты, как и при запуске первых спутников, составил 65°. Период обращения спутника вокруг Земли в начале движения был равен 105,95 мин.

Данные измерений, проведенных после запуска, показали, что время существования третьего спутника будет значительно большим, чем время существования двух первых спутников. В частности, об этом свидетельствовало весьма медленное убывание периода обращения третьего спутника, которое в начале его движения составляло около 0,75 сек. в сутки. Для его ракеты-носителя уменьшение периода характеризовалось величиной 2,1 сек. в сутки.

3 декабря 1958 г. ракета-носитель третьего искусственного спутника, совершив 2907 оборотов вокруг Земли, вошла в плотные слои атмосферы и прекратила свое существование.

18 декабря 1958 г. через 218 суток после запуска, третий спутник совершил 3000 оборотов вокруг Земли. Период обращения спутника уменьшился на 3,71 мин. и стал равным 102,24 мин. Высота апогея орбиты уменьшилась до 1530 км, а суточное уменьшение периода обращения возросло до 1,5 сек.

15 июля 1959 г. третий спутник совершил 6000 оборотов. Период его обращения уменьшился до 98,45 мин., а высота апогея орбиты - до 1175 км. 1 февраля 1960 г. спутник совершил 9000 оборотов по орбите. Период его обращения к этому времени стал равным 92,85 мин., а высота апогея составляла 640 км. 6 апреля 1960 г. третий советский спутник вошел в плотные слои атмосферы и прекратил свое существование. Спутник находился в полете в течение 691 суток. Последние радиосигналы установленного на нем передатчика "Маяк" принимались на территории СССР утром 6 апреля на 10035 обороте. На основании расчетов и результатов наблюдений в западном полушарии установлено, что спутник прекратил свое существование на 10037 обороте, при периоде обращения по орбите около 87 минут.

Данные о параметрах орбит советских спутников приведены в табл. 28 и на рис. 91-94.

Таблица 28. Параметры орбит советских искусственных спутников в начале движения
Параметры Первый спутник Второй спутник Третий спутник
Период обращения вокруг Земли, мин 96,17 103,75 105,95
Минимальная высота, км 226-228 225 226
Максимальная высота, км 947 1671 1881
Наклонение орбиты 65,1° 65,3° 65,2°
Суточное изменение долготы восходящего узла -3,175° -2,663° -2,528°
Суточное изменение расстояния перигея от узла -0,432° -0,407° -0,326°
Суточное уменьшение периода, сек/сутки 1,8 3,08 0,75
Рис. 91. Периоды обращения советских спутников: 1 - первый спутник; 2 - второй спутник; 3 - третий спутник
Рис. 91. Периоды обращения советских спутников: 1 - первый спутник; 2 - второй спутник; 3 - третий спутник

Рис. 92. Высота апогея орбит советских спутников: 1 - первый спутник; 2 - второй спутник; 3 - третий спутник
Рис. 92. Высота апогея орбит советских спутников: 1 - первый спутник; 2 - второй спутник; 3 - третий спутник

Рис. 93. Высот перигея орбит советских спутников: 1 - первый спутник; 2 - второй спутник; 3 - третий спутник
Рис. 93. Высот перигея орбит советских спутников: 1 - первый спутник; 2 - второй спутник; 3 - третий спутник

Рис. 94. Изменение периода обращения второго советского спутника
Рис. 94. Изменение периода обращения второго советского спутника

Наблюдения за движением спутников относительно центра тяжести позволили установить, что второй советский спутник совершал прецессию около некоторой оси, причем угол между продольной осью спутника и осью прецессии составлял 86°. Период прецессии был равен примерно 206 сек.

Режим движения третьего спутника относительно центра тяжести также оказался близок к регулярной прецессии. Угол между его продольной осью и осью прецессии равняется 84°, период прецессии - примерно 140 сек., а период вращения спутника вокруг его продольной оси - около 18 мин.

Наблюдения, относящиеся к третьему спутнику, указывают на наличие относительно медленного изменения в пространстве направления оси прецессии.

Первая советская космическая ракета - искусственная планета солнечной системы

Первая советская космическая ракета была запущена в сторону Луны 2 января 1959 г.

Пройдя вблизи Луны, ракета вышла из сферы земного тяготения и превратилась в спутник Солнца - искусственную планету. Целью ее запуска являлось проведение научных исследований в межпланетном пространстве - в окрестностях Земли, на пути к Луне и вблизи Луны.

Последняя ступень ракеты имела вес после израсходования рабочего запаса топлива 1472 кг. Управление ракетой осуществлялось автоматической системой, обеспечивающей ее стабилизацию на заданной траектории и выключение двигателя последней ступени после достижения расчетной скорости.

В корпусе последней ступени ракеты кроме аппаратуры, необходимой для ее нормального полета, были расположены:

отделяемый космический аппарат с научной и радиотехнической аппаратурой (рис. 95);

Рис. 95. Макет последней ступени космической ракеты на монтажной подставке. Половина носового конуса снята, виден отделяемый космический аппарат
Рис. 95. Макет последней ступени космической ракеты на монтажной подставке. Половина носового конуса снята, виден отделяемый космический аппарат

радиопередатчики, работающие на частотах 19,995 и 19,997 Мгц:

прибор для измерения интенсивности космических лучей;

радиосистема, служащая для определения траектории полета ракеты и прогнозирования ее дальнейшего движения;

аппаратура для образования натриевого облака - искусственной кометы.

Космический аппарат, установленный в верхней части последней ступени, был защищен от нагрева и аэродинамических воздействий при прохождении ракетой плотных слоев атмосферы сбрасываемым коническим обтекателем. Отделение аппарата от последней ступени ракеты производилось после окончания работы ее двигательной установки.

Космический аппарат имел сферическую форму (рис. 96). Корпус его был изготовлен из алюминиевого сплава и состоял из двух тонких полуоболочек, герметически соединенных между собой шпангоутами с уплотнительной прокладкой из специальной резины.

Рис. 96. Космический аппарат (на монтажной тележке)
Рис. 96. Космический аппарат (на монтажной тележке)

Конструкция корпуса обеспечивала высокую степень герметичности его внутреннего объема. На одной из полуоболочек (верхней) размещались 4 стержня антенн радиопередатчика, работавшего на частоте 183,6 Мгц. Стержни антенн были расположены на корпусе симметрично относительно центрального штыря, на конце которого находился датчик магнитометра, служащего для измерения магнитного поля Земли и обнаружения магнитного поля Луны. До момента сброса конического обтекателя антенны были сложены и закреплены на штыре магнитометра. После сброса обтекателя антенны раскрылись, заняв положение, изображенное на рис. 96.

На этой же полуоболочке размещались две протонные ловушки, служащие для обнаружения газовой компоненты межпланетного вещества и два пьезоэлектрических датчика для изучения метеорных частиц.

На шпангоуте второй, нижней, полуоболочки была смонтирована приборная рама трубчатой конструкции выполненная из магниевого сплава (рис. 97). На ней размещалась следующая аппаратура.

Рис. 97. Приборная рама с аппаратурой и источниками питания (на монтажной тележке)
Рис. 97. Приборная рама с аппаратурой и источниками питания (на монтажной тележке)

1. Аппаратура для радиоконтроля орбиты и передачи на Землю основной научной информации, состоявшая из передатчика, работавшего на частоте 183,6 Мгц и олока приемника.

2. Радиопередатчик, работавший на частоте 19,993 Мгц в режиме телеграфных посылок переменной длительности (0,5-0,9 сек.) и служивший для передачи части научной информации.

3. Телеметрический блок, предназначенный для передачи по радиосистемам на Землю данных научных измерении, а также данных о температуре и давлении в контейнере.

4. Аппаратура для изучения газовой компоненты межпланетного вещества и корпускулярного излучения Солнца

5. Аппаратура для измерения магнитного поля Земли и обнаружения магнитного поля Луны.

6. Аппаратура для изучения метеорных частиц.

7. Аппаратура для регистрации тяжелых ядер в первичном космическом излучении.

8. Аппаратура для регистрации интенсивности и вариации интенсивности космических лучей и для регистрации фотонов в космическом излучении.

Электропитание всей аппаратуры осуществлялось от химических источников тока - серебряно-цинковых аккумуляторов и окисно-ртутных батарей, размещенных на приборной раме.

Космический аппарат был наполнен газом при давлении 1,3 атм.

Температура газа внутри аппарата поддерживалась в заданных пределах (около 20°С) за счет придания его внешней поверхности определенных значений коэффициентов поглощения солнечной радиации и собственного излучения - путем ее специальной обработки. В аппарате имелся вентилятор, обеспечивавший принудительную циркуляцию газа. Циркулировавший газ осуществлял передачу выделяемого при работе приборов тепла к оболочке, являвшейся своеобразным радиатором.

Отделение космического аппарата от последней ступени производилось, чтобы обеспечить нормальную работу антенн и магнитометра - в результате отделения исключались магнитные влияния металлической конструкции ракеты на показания магнитометра. Отделение от ракеты способствовало также поддержанию стабильного температурного режима в космическом аппарате.

Радиопередатчики, установленные на последней ступени ракеты, работали на частотах 19,995 и 19,997 Мгц в режиме телеграфных посылок длительностью от 0,8 до 1,6 сек. Путем изменения вида этих сигналов передавались данные о космических лучах.

Как указано выше, на последней ступени находилась также аппаратура для образования искусственной натриевой кометы. Основной частью этой аппаратуры являлся испаритель натрия. Конструкция его обеспечивала испарение 1 кг натрия в течение короткого времени в условиях невесомости и глубокого вакуума с образованием облака паров натрия, находящихся в атомарном состоянии. Яркость искусственной кометы при наблюдении ее с Земли должна была по расчету быть примерно равной шестой звездной величине. Приведение испарителя в действие осуществлялось в строго определенный момент времени по команде, поданной от малогабаритного электронного командного устройства, основой которого являлись кварцевые часы. Момент образования искусственной кометы был выбран таким образом, чтобы наблюдение ее с территории СССР могло производиться в ночное время возможно большим числом наблюдательных станций.

Общий вес научной и измерительной аппаратуры, размещенной на последней ступени ракеты, с источниками питания и отделяемым космическим аппаратом составлял 361,3 кг.

В ознаменование создания в Советском Союзе первой космической ракеты, на ней были установлены два вымпела с Государственным гербом Советского Союза. Один вымпел выполнен в виде тонкой металлической ленты (рис. 98). На одной стороне ленты имеется надпись: "Союз Советских Социалистических Республик", а на другой по краям изображен герб Советского Союза, а посредине надпись "Январь 1959 Январь". Надписи нанесены специальным, фотохимическим способом, обеспечивающим длительное их сохранение.

Рис. 98. Вымпел-лента и сферический вымпел, символизирующий искусственную планету
Рис. 98. Вымпел-лента и сферический вымпел, символизирующий искусственную планету

Второй вымпел имеет сферическую форму, символизирующую искусственную планету. Поверхность сферы покрыта пятиугольными элементами из специальной, нержавеющей стали. На одной стороне каждого элемента вычеканена надпись: "СССР Январь 1959", на другой - герб Советского Союза и надпись "СССР".

В конце участка выведения, при выключении двигателя, скорость последней ступени превышала вторую космическую (параболическую) скорость. Вследствие этого движение последней ступени и отделившегося от нее космического аппарата относительно центра Земли происходило по траектории, близкой к гиперболической (рис. 99). По мере удаления от Земли искривление траектории уменьшалось. Вместе с тем под действием земного тяготения снижалась и скорость движения ракеты и аппарата. На высоте 1500 км скорость относительно центра Земли несколько превышала 10 км/сек, а на высоте 100 тыс. км она уменьшилась примерно до 3,5 км/сек.

Рис. 99.Схема траектории первой советской космической ракеты
Рис. 99.Схема траектории первой советской космической ракеты

Скорость ракеты в конце участка выведения была выбрана таким образом, чтобы прохождение ее вблизи Луны можно было наблюдать радиосредствами, расположенными на территории СССР и в других странах Европы, а также в Африке и в большей части Азии.

Продолжительность полета ракеты до Луны составила 34 часа. Во время наибольшего сближения расстояние между ракетой и Луной равнялось 5-6 тыс. км - примерно полтора поперечника Луны.

Трасса движения ракеты - перемещение проекции ее на поверхность Земли с течением времени - представлена на рис. 100. Скорость поворота радиуса-вектора, соединяющего центр Земли с ракетой, составляла в начале движения около 0,07°сек, т. е. более чем в 15 раз превышала угловую скорость суточного вращения Земли. Примерно через час она стала меньше угловой скорости Земли. Когда же ракета приближалась к Луне, скорость поворота ее радиуса-вектора уменьшилась более чем в 2000 раз. Эти особенности движения ракеты и определили характер ее трассы. Пока скорость поворота радиуса-вектора ракеты была велика по сравнению со скоростью вращения Земли, проекция ракеты на поверхность Земли перемещалась на восток, постепенно отклоняясь на юг. Затем она стала перемещаться на юго-запад и через 6-7 часов после старта ракеты, когда скорость поворота радиуса-вектора стала весьма мала,- почти точно на запад.

Рис. 100. Трасса первой советской космической ракеты на поверхности Земли. Цифры соответствуют последовательным положениям проекции ракеты на поверхности Земли: 1 - 3часа, 3 января, 100 тыс. км от Земли; 2 - образование искусственной планеты. 3 часа 57 минут, 113 тыс. км; 3 - 6 часов, 137 тыс. км; 4 - 13 часов, 209 тыс. км; 5 - 19 часов, 265 тыс. км; 6 - 21 час, 284 тыс. км; 7 - 5 часов 59 минут, 4 января, 370 тыс. км - момент наибольшего сближения с Луной; 8 - 12 часов 422 тыс. км; 9 - 22 часа, 510 тыс. км; 10 - 10 часов, 5 января, 597 тыс. км
Рис. 100. Трасса первой советской космической ракеты на поверхности Земли. Цифры соответствуют последовательным положениям проекции ракеты на поверхности Земли: 1 - 3часа, 3 января, 100 тыс. км от Земли; 2 - образование искусственной планеты. 3 часа 57 минут, 113 тыс. км; 3 - 6 часов, 137 тыс. км; 4 - 13 часов, 209 тыс. км; 5 - 19 часов, 265 тыс. км; 6 - 21 час, 284 тыс. км; 7 - 5 часов 59 минут, 4 января, 370 тыс. км - момент наибольшего сближения с Луной; 8 - 12 часов 422 тыс. км; 9 - 22 часа, 510 тыс. км; 10 - 10 часов, 5 января, 597 тыс. км

Движение ракеты на небесной сфере было неравномерным: быстрое вначале и очень медленное к моменту сближения с Луной. Перемещение ракеты среди созвездий на небесной сфере изображено на рис. 101. Примерно через час полета она была в созвездии Волосы Вероники, затем переместилась в созвездие Девы.

Рис. 101. Путь ракеты к Луне на карте звездного неба
Рис. 101. Путь ракеты к Луне на карте звездного неба

3 января в 3 часа 57 минут по московскому времени, когда ракета находилась в созвездии Девы, примерно в середине треугольника, образованного звездами Арктуром, Спикой и Альфой Весов, специальным устройством, установленным на борту ракеты, была создана искусственная комета.

Во время прохождения около Луны ракета находилась на небесной сфере в созвездии Девы, между звездами Спи-кой и Альфой Весов.

Путь ракеты на небесном своде при сближении с Луной наклонен к пути Луны примерно на 50°. Вблизи Луны ракета двигалась на небесной сфере приблизительно в 5 раз медленнее, чем Луна.

Луна, двигаясь по своей орбите вокруг Земли, подходила к точке сближения с ракетой справа, если смотреть с северной части Земли. Ракета приближалась к этой точке сверху и справа. В период наибольшего сближения ракета находилась выше и немного правее Луны.

При движении ракеты в сфере действия Луны тяготение последней привело к отклонению направления движения ракеты и местному увеличению ее скорости. При сближении Луна находилась ниже ракеты, и поэтому направление движения ракеты отклонилось несколько вниз - в сторону южного полушария небесной сферы. Местное увеличение скорости достигло максимума в районе наибольшего сближения.

После сближения с Луной ракета продолжала удаляться от Земли. Скорость ее относительно центра Земли убывала, приближаясь к величине, равной примерно 2 км/сек.

На расстоянии порядка 1 млн. км ракета вышла из сферы действия Земли. Дальнейшее ее движение происходило в основном под действием одной лишь силы тяготения Солнца. Примерно 7-8 января 1959 г. советская космическая ракета вышла на свою орбиту вокруг Солнца и стала его спутником - первой в мире искусственной планетой солнечной системы.

Скорость ракеты в гелиоцентрической системе координат в это время составляла примерно 32,2 км/сек. Орбита ее вокруг Солнца (рис. 102) характеризуется следующими данными:

наклонение орбиты к плоскости орбиты Земли - около 1°;

эксцентриситет орбиты - 0,148;

минимальное расстояние искусственной планеты от Солнца (в перигелии) - 146,4 млн. км;

максимальное расстояние искусственной планеты от Солнца (в афелии) - 197,2 млн. км;

скорость движения искусственной планеты в афелии 23,9 км/сек;

период обращения искусственной планеты вокруг Солнца - около 450 суток.

Рис. 102. Расчетная орбита искусственной планеты относительно Солнца
Рис. 102. Расчетная орбита искусственной планеты относительно Солнца

Перигелий орбиты был впервые пройден искусственной планетой 14 января 1959 г., а афелий - в начале сентября 1959 г.

Расстояние между искусственной планетой и Землей при их движении вокруг Солнца будет изменяться, то увеличиваясь, то уменьшаясь. Наибольшее расстояние между ними может достигать величин 300-350 млн. км.

В процессе обращения искусственной планеты и Земли вокруг Солнца они могут сблизиться на расстояние порядка миллиона километров.

Вторая советская космическая ракета. Первый полет на Луну

Пуск второй советской космической ракеты к Луне был осуществлен 12 сентября 1959 г. Целью пуска являлось исследование космического пространства и осуществление первого полета на Луну. Последняя ступень ракеты имела вес, после израсходования топлива, равный 1511 кг. Управление ракетой на участке выведения осуществлялось автоматически - специальной системой управления.

На последней ступени был установлен отделяемый космический аппарат с научной и радиотехнической аппаратурой, по своей конструкции близкий к аппарату, установленному на первой советской космической ракете. Отделение аппарата производилось после выключения двигателя последней ступени. При отделении ему была сообщена небольшая дополнительная скорость относительно ракеты.

Научные приборы, установленные в космическом аппарате, обеспечивали:

исследование магнитного поля Земли и магнитного поля Луны;

исследование поясов радиации вокруг Земли;

исследование интенсивности и вариаций интенсивности космического излучения; исследование тяжелых ядер в космическом излучении;

изучение газовой компоненты межпланетного вещества;

изучение метеорных частиц.

Для передачи научной информации на Землю и измерения параметров траектории в аппарате имелся радиопередатчик, работавший на частоте 183,6 Мгц, а также радиопередатчик, работавший на частотах 39,986 и 19,993 Мгц. Сигналы последнего представляли собой импульсы переменной длительности от 0,2 до 0,8 сек., следующие с частотой повторения 1 ± 0,15 гц.

Поддержание заданного температурного режима (20- 25° С) обеспечивалось системой терморегулирования и соответствующей обработкой внешней поверхности аппарата.

Кроме радиопередатчиков, размещаемых в отделяемом космическом аппарате, непосредственно на последней ступени был установлен радиопередатчик, работавший на частотах 20,003 и 19,997 Мгц. С помощью этого радиопередатчика, излучавшего сигналы в виде телеграфных посылок длительностью от 0,8 до 1,5 сек., осуществлялись радионаблюдения за полетом последней ступени и передавались данные об интенсивности космического излучения. На последней ступени имелось также специальное устройство для создания искусственной натриевой кометы.

Общий вес научной и измерительной аппаратуры на второй советской космической ракете вместе с источниками питания и космическим аппаратом составлял 390,2 кг.

На ракете были помещены вымпелы с изображением Государственного герба Советского Союза и надписью "СССР. Сентябрь. 1959". Сохранность вымпелов при встрече с Луной обеспечивалась соответствующими конструктивными мерами. Были также приняты меры для предотвращения возможности заражения лунной поверхности земными микроорганизмами.

Траектория полета второй советской космической ракеты (рис. 103) была выбрана таким образом, чтобы в период сближения ее с Луной и в момент встречи Луна находилась для наблюдательных пунктов, расположенных в СССР, вблизи верхней кульминации, т. е. чтобы высота ее над горизонтом была наибольшей. При этом обеспечивались наиболее благоприятные условия для радиосвязи.

Рис. 103. Схема траектории второй советской космической ракеты
Рис. 103. Схема траектории второй советской космической ракеты

Выбранная траектория, гиперболического типа, обеспечила продолжительность полета к Луне около полутора суток. Скорость движения ракеты в конце участка выведения была несколько выше местной параболической скорости.

Выбору траектории предшествовала большая расчетная работа, проведенная с помощью быстродействующих электронных счетных машин. При выполнении расчетов, помимо сил притяжения Земли и Луны, оказалось необходимым также учитывать отклонение поля тяготения Земли от центрального (вследствие сжатия Земли) и возмущающее воздействие притяжения Солнца. В результате расчетов была определена оптимальная траектория, обеспечивавшая максимальное значение веса полезного груза, и выбран момент старта ракеты.

Необходимость точного выдерживания расчетного времени старта определяется тем обстоятельством, что при заданном направлении полета плоскость траектории поворачивается вместе с Землей при ее суточном вращении вокруг своей оси. Старт второй советской космической ракеты был осуществлен с чрезвычайно высокой точностью - отклонение от заданного момента времени составляло около одной секунды.

В 15 часов по московскому времени 12 сентября 1959 г. ракета удалилась от Земли на расстояние 78,5 тыс. км и находилась над пунктом, расположенным севернее острова Новая Гвинея. К 22 часам того же дня расстояние ракеты от Земли составляло 152 тыс. км.

В 21 час. 40 мин. по московскому времени, когда ракета наблюдалась в созвездии Водолея, приблизительно на линии, соединяющей звезды Альфа созвездия Орел и Альфа созвездия Южная Рыба, аппаратурой, установленной на последней ступени, была образована искусственная натриевая комета.

Искусственная комета стала видимой в 21 час. 48 мин., когда размеры светящегося облака паров натрия достигли значительной величины. Она наблюдалась и фотографировалась в течение 5-6 мин. многими обсерваториями.

13 сентября в 3 час. 20 мин. по московскому времени ракета, находясь на расстоянии 200 тыс. км от Земли, вышла из зоны наблюдения измерительных пунктов, расположенных на территории Советского Союза. В 9 час. 13 сентября она появилась из-за радиогоризонта с восточной стороны и измерительные пункты вновь приступили к приему научной информации и проведению радиоизмерений. К этому времени расстояние ракеты от Земли увеличилось до 250 тыс. км.

В 16 час. 40 мин. 13 сентября ракета достигла сферы действия Луны. Скорость ее движения составляла около 2,3 км/сек. В дальнейшем скорость ее движения относительно Луны непрерывно возрастала, достигнув в момент соударения с Луной примерно 3,3 км/сек.

В 0 час. 02 мин. 24 сек. по московскому времени 14 сентября 1959 г. вторая советская космическая ракета достигла поверхности Луны. Работа радиосредств, установленных на ракете, надежно функционировавших в течение всего полета, в момент встречи с Луной прекратилась.

Обработка данных наблюдений показала, что космический аппарат, установленный на второй советской космической ракете, опустился на поверхность Луны восточнее моря Ясности вблизи кратера Аристид, кратера Архимед и кратера Автолик. Селенографическая широта точки встречи аппарата с поверхностью Луны, по полученным данным, равна 30°, а селенографическая долгота равна нулю. Отклонение точки прилунения от центра видимого диска Луны составляет примерно 800 км. В момент встречи траектория аппарата была наклонена к поверхности Луны под углом 60°. Обработка полученных данных показывает, что последняя ступень ракеты также достигла поверхности Луны.

Таким образом, впервые был осуществлен космический полет с Земли на другое небесное тело. На поверхность Луны были доставлены вымпелы с изображением герба Советского Союза. Успешный полет второй советской космической ракеты явился одним из важнейших этапов на пути исследования космического пространства и освоения межпланетных полетов.

Рис. 104. Трасса второй советской космической ракеты на поверхности Земли
Рис. 104. Трасса второй советской космической ракеты на поверхности Земли

Третья советская космическая ракета. Автоматическая межпланетная станция

4 октября 1959 г. в Советском Союзе был произведен запуск третьей космической ракеты. Целью ее запуска являлось решение ряда проблем, связанных с исследованием космического пространства. Важнейшей из них было получение фотографического изображения поверхности обратной стороны Луны, недоступной для наблюдения с Земли.

Для решения этих задач была создана автоматическая межпланетная станция, выведенная с помощью многоступенчатой космической ракеты на орбиту, огибающую Луну. Пройдя в полном соответствии с расчетами на расстоянии нескольких тысяч километров от Луны, автоматическая станция под влиянием притяжения Луны изменила направление своего полета. Двигаясь в дальнейшем по новой эллиптической орбите, огибающей Землю, станция удалилась от нее в апогее на расстояние около 480 тыс. км. Такая орбита была чрезвычайно удобна как для фотографирования невидимой с Земли стороны Луны, так и для передачи на Землю научной информации.

Последняя ступень третьей советской космической ракеты имела вес 1553 кг (без топлива). Вес установленной на ней автоматической межпланетной станции был равен 278,5 кг. Кроме того, на последней ступени ракеты размещалась измерительная аппаратура с источниками питания общим весом 156,5 кг. Таким образом, суммарный вес полезной нагрузки третьей советской космической ракеты составлял 435 кг.

Конструктивное совершенство и высокая точность системы управления многоступенчатой космической ракеты, использованной для запуска автоматической межпланетной станции, позволили вывести ее на орбиту, практически не отличающуюся от расчетной, что обеспечило успешное выполнение всего комплекса научных исследований и получение первых в истории фотографий обратной стороны Луны.

Устройство автоматической межпланетной станции

Автоматическая межпланетная станция - это космический аппарат, оснащенный сложным комплексом разнообразной аппаратуры.

Основными системами, установленными на борту межпланетной станции, являлись:

радиотехническая система, обеспечивающая измерение параметров орбиты станции, передачу на Землю телевизионной и телеметрической информации, а также передачу с Земли команд для управления работой бортовой аппаратуры станции;

фототелевизионная система, предназначенная для фотографирования Луны с последующей автоматической обработкой пленки на борту межпланетной станции и передачей полученного изображения по телевизионному каналу на Землю;

комплекс научной аппаратуры для проведения дальнейших исследований космического пространства, начатых на первых советских космических ракетах;

специальная система ориентации, обеспечившая ориентацию межпланетной станции относительно Солнца и Луны, необходимую для фотографирования невидимой стороны Луны;

система энергопитания бортовой аппаратуры межпланетной станции;

система терморегулирования.

Управление работой бортовой аппаратуры станции производилось с наземных пунктов по радиолинии, а также автономными бортовыми программными устройствами.

Такая комбинированная система управления наиболее удобна для проведения научных экспериментов и позволяет получать информацию с любых участков орбиты, находящихся в пределах радиовидимости с наземных измерительных пунктов.

Автоматическая межпланетная станция имела форму цилиндра со сферическими днищами (рис. 105). Максимальный поперечный размер станции - 1200 млн., длина - 1300 млн. (без учета антенн).

Рис. 105. Автоматическая межпланетная станция (на монтажной тележке)
Рис. 105. Автоматическая межпланетная станция (на монтажной тележке)

Тонкостенная герметичная оболочка станции выполнена из легкого сплава. Внутри нее размещены бортовая аппаратура станции и химические источники питания. Снаружи установлена часть научных приборов, антенны и секции солнечной батареи.

В верхнем днище имелся иллюминатор с крышкой, автоматически открывающейся перед началом фотографирования. Под иллюминатором расположены объективы фотоаппаратов и датчики лунной ориентации. На верхнем и нижнем днищах имелись также малые иллюминаторы для солнечных датчиков системы ориентации. На нижнем днище расположены управляющие двигатели этой системы (рис. 106).

Рис. 106. Общий вид автоматической межпланетной станции (схема): 1 - иллюминатор для фотографических аппаратов; 2 - двигатель системы ориентации; 3 - солнечный датчик; 4 - секции солнечной батареи; 5 - жалюзи системы терморегулирования; 6 - тепловые экраны; 7 - антенны; 8 - приборы для научных исследований
Рис. 106. Общий вид автоматической межпланетной станции (схема): 1 - иллюминатор для фотографических аппаратов; 2 - двигатель системы ориентации; 3 - солнечный датчик; 4 - секции солнечной батареи; 5 - жалюзи системы терморегулирования; 6 - тепловые экраны; 7 - антенны; 8 - приборы для научных исследований

Радиосистема межпланетной станции, как указано выше, обеспечивала совмещение ряда функций в единой линии радиосвязи. С помощью ее производилось измерение параметров движения межпланетной станции - дальности, радиальной скорости и угловых координат. Наряду с этим радиосистема осуществляла передачу телеметрической информации, поступающей от научных и контрольных приборов, передачу телевизионных сигналов и прием с Земли радиокоманд, по которым производилось включение и выключение различных приборов на борту станции.

Все эти функции в линии радиосвязи со станцией осуществлялись в режиме непрерывного излучения радиоволн (в отличие от широко применяемого импульсного излучения). Такое совмещение функций в единой радиолинии, работающей в режиме непрерывного излучения, было произведено впервые и дало возможность обеспечить надежную радиосвязь вплоть до максимальных расстояний при наименьших затратах энергии на борту станции. Общий объем информации, передававшейся по радиолинии, намного превосходил объем информации, который передавался с первой и второй советских космических ракет.

Радиоаппаратура межпланетной станции включала в себя радиопередатчики, работавшие на частотах 183,6 и 39,986 Мгц. Первый из них служил для контроля элементов орбиты станции, передачи телевизионного изображения, а также передачи основной научной информации. Часть научной информации передавалась с помощью второго передатчика. Сигналы его представляли импульсы переменной длительности от 0,2 до 0,8 сек., повторяющиеся с частотой 1 ± 0,15 гц.

Аппаратура радиолинии была задублирована для повышения надежности связи. В случае выхода из строя любого радиотехнического прибора на борту он мог быть заменен дублирующим прибором, включаемым путем передачи соответствующей команды с наземного пункта управления.

Особое внимание было обращено на максимальное снижение веса и габарита бортовых приборов. В радиотехнической аппаратуре были широко применены полупроводники, ферриты и другие современные радиоэлементы. Исходя из соображения экономии энергопитания, мощность, излучаемая бортовыми радиопередатчиками, была установлена равной нескольким ваттам.

Наземные устройства радиолинии, размещенные на измерительных пунктах, имели в своем составе мощные радиопередатчики, чувствительные приемники, командные и регистрирующие приборы, а также антенные устройства большой эффективной площади.

Некоторое представление о трудностях, связанных с обеспечением надежной радиосвязи с межпланетной станцией, можно получить, если принять во внимание, что мощность, принимаемая наземной антенной при максимальном удалении станции от Земли, примерно в 100 миллионов раз меньше средней мощности, принимаемой обычным телевизионным приемником. Прием столь слабых сигналов на фоне шумов космического радиоизлучения является чрезвычайно сложной задачей и требует применения очень чувствительных приемных устройств, обладающих малым уровнем собственных шумов, а также известного снижения скорости передачи информации. В радиолинии межпланетной станции были применены такие методы обработки и передачи сигналов на борту станции и на наземных измерительных пунктах, при которых в максимальной степени снижался уровень шумов при сохранении допустимой скорости передачи.

Для фотографирования Луны наиболее целесообразной была признана схема, при которой фотоаппараты наводились путем поворота всей автоматической межпланетной станции. Поворот и удерживание межпланетной станции в заданном направлении осуществлялись системой ориентации. Основными элементами этой системы являлись: оптические датчики (солнечные и лунный), гироскопические датчики, логические электронные устройства и управляющие двигатели.

Система ориентации была включена после сближения с Луной, в момент, когда станция находилась приблизительно на прямой, соединяющей Солнце и Луну. При этом Земля находилась в стороне от направления Солнце - Луна. Расстояние до Луны в момент включения системы ориентации составляло, в соответствии с расчетом, 60-70 тыс. км. При этом можно было произвести ориентацию на Луну при условии освещения станции тремя яркими небесными светилами - Солнцем, Луной и Землей.

В начале работы система ориентации прежде всего прекратила произвольное вращение автоматической межпланетной станции вокруг ее центра тяжести, возникшее в момент отделения от последней ступени ракеты-носителя.

После прекращения вращения станции с помощью солнечных датчиков была осуществлена ориентация ее на Солнце таким образом, чтобы станция была обращена к Солнцу своим нижним днищем. При таком положении станции оптические оси фотоаппаратов оказались направленными в сторону Луны.

Затем соответствующее оптическое устройство, в поле зрения которого Земля и Солнце уже не могли появиться, отключило датчики ориентации на Солнце, ориентируя фотоаппараты станции точно на Луну. Поступавший с оптического устройства сигнал "присутствия" Луны разрешил автоматическое фотографирование. В течение всего времени фотографирования система ориентации обеспечивала непрерывное наведение автоматической межпланетной станции на Луну. Схема процесса ориентации межпланетной станции приведена на рис. 107.

Рис. 107. Схема процесса ориентации межпланетной станции на Луну: I-VI - последовательные положения станции. Положения V - соответствует фотографированию Луны
Рис. 107. Схема процесса ориентации межпланетной станции на Луну: I-VI - последовательные положения станции. Положения V - соответствует фотографированию Луны

После экспонирования всех кадров система ориентации была выключена. В момент выключения она сообщила автоматической межпланетной станции упорядоченное вращение с определенной угловой скоростью, выбранной так, чтобы, с одной стороны, улучшить тепловой режим, а с другой - не повлиять на функционирование научной аппаратуры. Основными элементами фототелевизионной системы являлись: фотоаппарат, устройство автоматической обработки пленки, телевизионная аппаратура.

Фотоаппарат был снабжен двумя объективами с фокусными расстояниями 200 и 500 млн. и относительными отверстиями 1 : 5,6 и 1 : 9,5.

Объектив с фокусным расстоянием 200 млн. давал изображение диска Луны, полностью вписывающееся в кадр. Объектив с фокусным расстоянием 500 млн. давал крупномасштабное изображение части лунного диска.

Фотографирование производилось на специальную 35-миллиметровую фотопленку, выдерживающую обработку при высокой температуре. Съемка производилась с автоматическим изменением экспозиции различных кадров для получения негативов с наивыгоднейшими плотностями и длилась около 40 мин., в течение которых обратная сторона Луны была многократно сфотографирована.

Весь процесс съемки и обработки пленки производился автоматически по заданной программе.

Для предотвращения вуалирования пленки под действием космического излучения была предусмотрена специальная защита, выбранная на основании исследований, проведенных с помощью советских искусственных спутников и космических ракет.

По окончании фотографирования пленка поступала в малогабаритное устройство автоматической обработки, где производилось ее проявление, фиксирование и сушка. После этого она поступала в специальную кассету и подготавливалась для передачи изображения.

Передача изображений Луны производилась по командам с Земли. Этими командами включалось питание бортовой телевизионной аппаратуры, устройства для протяжки фотопленки и подключалась телевизионная аппаратура к бортовым передатчикам.

Для преобразования имеющегося на негативной пленке изображения в электрические сигналы использовался метод "просвечивания", аналогичный тому, который применяется при передаче кинофильмов телевизионными центрами: малогабаритная электронно-лучевая трубка высокой разрешающей способности создавала яркое светящееся пятно, которое при помощи оптической системы проецировалось на фотопленку. Свет, прошедший через фотопленку, попадал на фотоэлектрический умножитель, который превращал световой сигнал в электрический.

Световое пятно на экране электронно-лучевой трубки перемещалось в соответствии с управляющими электрическими сигналами, создаваемыми специальной схемой развертки. Изображение светящегося пятна на фотоснимке равномерно перемещалось поперек пленки, от одного ее края к другому, после чего быстро возвращалось к исходному положению и вновь продолжало равномерное движение поперек пленки. Это обеспечивало "строчную" развертку изображения. Сама фотопленка медленно протягивалась мимо электронно-лучевой трубки, что обеспечивало "кадровую" развертку.

Сила света, прошедшего от электронно-лучевой трубки через пленку на фотоэлектрический умножитель, определяется плотностью негатива в той точке, в которой находится световое пятно. При движении пятна по негативу сила тока в фотоэлектрическом умножителе изменялась в соответствии с законом изменения плотности изображения вдоль строки; таким образом, на выходе фотоэлектрического умножителя создавался электрический "сигнал изображения", повторяющий закон изменения плотности негатива вдоль строки разложения.

Усиление и формирование сигналов изображения осуществлялось специально разработанным узкополосным стабилизированным усилителем.

Поскольку средняя плотность негатива и контрастность изображения заранее не были точно известны, в усилителе было предусмотрено устройство автоматической регулировки, обеспечивающее компенсацию влияний изменения средней плотности негатива на выходной сигнал. Была предусмотрена также автоматическая регулировка яркости просвечивающей трубки, компенсирующая изменения контрастности.

На пленку заранее были экспонированы испытательные знаки, часть которых была проявлена на Земле, а другая часть проявлена на борту станции в процессе обработки заснятых кадров с изображением обратной стороны Луны. Эти знаки были переданы на Землю и дали возможность проконтролировать процесс съемки, обработки и передачи изображения.

Была предусмотрена передача изображений в двух режимах: более медленная передача на больших расстояниях и более быстрая на близких расстояниях, при подлете к Земле.

Число строк, на которые разлагалось изображение, могло изменяться в зависимости от выбранного режима передачи. Максимальное число строк доходило до 1000 на один кадр.

Для синхронизации передающих и приемных развертывающих устройств использовался метод, обеспечивающий высокую помехоустойчивость и надежность работы аппаратуры.

Прием на Земле сигналов изображения Луны производился на специальных устройствах регистрации телевизионных изображений на фотопленку, на аппаратах магнитной записи с высокой стабильностью скорости движения магнитной ленты, на скиатронах (электроннолучевых трубках с длительным сохранением изображения на экране) и на аппаратах открытой записи с регистрацией изображения на электрохимической бумаге. Материалы, полученные от всех видов регистрации, использовались при изучении невидимой части Луны.

С помощью радиотелевизионной аппаратуры, установленной на борту автоматической межпланетной станции, передача изображений осуществлялась на различных расстояниях вплоть до расстояния в 470 тыс. км. Этим экспериментально подтверждена возможность передачи в космическом пространстве на сверхдальние расстояния полутоновых изображений высокой четкости без существенных специфических искажений в процессе распространения радиоволн.

Энергопитание бортовой аппаратуры межпланетной станции осуществлялось от автономных блоков химических источников тока и от централизованной системы энергопитания, В состав этой системы входила солнечная батарея, отдельные секции которой располагались на внешней поверхности межпланетной станции, и химическая буферная батарея. Расход энергии буферной батареи при работе бортовой аппаратуры компенсировался поступлением энергии от солнечной батареи. Питание бортовой аппаратуры производилось через преобразовательные и стабилизирующие устройства.

Автоматическая система терморегулирования осуществляла поддержание стабильного температурного режима в межпланетной станции, обеспечивая отвод тепла, выделяемого приборами, через специальную радиационную поверхность в окружающее космическое пространство. Для регулирования теплоотдачи снаружи корпуса станции были установлены жалюзи, открывающие радиационную поверхность при повышении температуры внутри станции свыше +25°C.

Полет автоматической межпланетной станции

Особенности работы системы ориентации и условия радиосвязи с автоматической межпланетной станцией потребовали выбора соответствующей траектории ее полета, удовлетворяющей ряду специфических требований.

Для нормальной работы системы ориентации, как уже говорилось, было необходимо, чтобы в момент начала ее функционирования Луна, станция и Солнце располагались приблизительно на одной прямой линии, причем станция в это время находилась бы на определенном расстоянии от Луны.

В связи с большим объемом информации, передаваемой с борта межпланетной станции на Землю, траектория полета должна была позволять наземным приемным пунктам, расположенным на территории СССР, получить максимальное количество информации на первом же обороте и, особенно, на близких расстояниях от поверхности Земли.

Было также весьма желательно для целей научных исследований получить траекторию, обеспечивающую движение межпланетной станции в космосе в течение достаточно продолжительного времени.

Как показали исследования, можно наиболее полно удовлетворить поставленным требованиям, если использовать для формирования орбиты воздействие притяжения Луны. Существенное влияние Луны на движение межпланетной станции может быть достигнуто только в том случае, когда притяжение Луны достаточно велико, т. е. когда станция проходит достаточно близко от Луны. При этом для получения заданного изменения характеристик орбиты станция должна пройти с определенной стороны Луны.

Для облета Луны с возвращением к Земле скорость в конце участка выведения должна быть несколько меньше местной параболической скорости. При этом облет Луны может происходить по траекториям различных типов.

Если траектория полета проходит на расстояниях в несколько десятков тысяч километров от Луны, то влияние Луны сравнительно невелико и движение станции относительно Земли будет происходить по траектории, близкой к эллипсу с фокусом в центре Земли. Однако такие траектории далекого облета Луны имеют ряд существенных недостатков. Во-первых, при пролете на больших расстояниях от Луны становится невозможным прямое исследование космического пространства в ее близкой окрестности. Во-вторых, при запуске ракеты, произведенном из северного полушария Земли, возвращение к Земле происходит со стороны южного полушария, что затрудняет проведение наблюдений и прием научной информации станциями, расположенными в северном полушарии. Движение вблизи Земли при возвращении происходит вне пределов видимости из северного полушария, и поэтому вблизи Земли радиосвязь со станцией не может осуществляться. И наконец, в-третьих, при возвращении по такой траектории к Земле ракета входит в плотные слои атмосферы и сгорает. Полет ее, таким образом, заканчивается после первого витка.

Использование для формирования орбиты межпланетной станции направленного воздействия лунного притяжения при близком прохождении станции от Луны позволило получить орбиту, лишенную недостатков, свойственных траекториям далекого облета.

Траектория полета автоматической межпланетной станции проходила на расстоянии 7900 км от центра Луны и была выбрана с таким расчетом, чтобы в момент максимального сближения станция находилась южнее Луны. Вследствие притяжения Луны траектория автоматической станции в соответствии с расчетом отклонилась к северу. Это отклонение было столь существенным, что возвращение к Земле происходило со стороны северного полушария. При этом после сближения с Луной наибольшая высота станции над горизонтом для наблюдательных пунктов, расположенных в северном полушарии, увеличивалась от суток к суткам. Соответственно возрастали и промежутки времени, на протяжении которых была возможна прямая связь с автоматической станцией. При приближении к Земле автоматическая станция могла наблюдаться в северном полушарии как незаходящее светило.

При возвращении к Земле на первом обороте станция не вошла в атмосферу и не сгорела, а прошла на расстоянии 47,5 тыс. км от центра Земли, двигаясь по вытянутой орбите, близкой по форме к эллиптической. Наибольшее удаление станции от Земли составляло 480 тыс. км (рис. 108).

Рис.108. Схема траектории полета автоматической межпланетной станции
Рис.108. Схема траектории полета автоматической межпланетной станции

Пролет межпланетной станции вблизи Земли на первых витках происходил на таких больших расстояниях от ее поверхности, что торможение вследствие сопротивления атмосферы практически полностью отсутствовало. Поэтому, если бы движение происходило только под действием силы притяжения Земли, автоматическая станция оказалась бы спутником Земли с неограниченно большим сроком существования.

Однако в действительности время движения станции ограничено вследствие возмущающего влияния притяжения Солнца, которое вызывает систематическое уменьшение высоты перигея орбиты. Поэтому, совершив некоторое число оборотов, станция при очередном возвращении к Земле войдет в плотные слои атмосферы и прекратит свое существование.

Величина убывания высоты перигея за один оборот зависит в первую очередь от высоты апогея и может резко возрасти при ее увеличении. Поэтому при выборе траектории межпланетной станции необходимо было стремиться к тому, чтобы высота апогея была по возможности меньше и не намного превышала расстояние от Земли до Луны. Необходимо было также обеспечить достаточно большую высоту перигея на первом обороте станции вокруг Земли. От степени выполнения обоих требований зависит общее количество оборотов автоматической станции вокруг Земли и время ее существования.

Воздействие Луны не ограничивается тем эффектом, который она производит в период первого сближения. Возмущения орбиты станции от притяжения Луны не имеют такого регулярного характера, как возмущения от притяжения Солнца, и в сильной степени зависят от периода обращения станции вокруг Земли. Влияние Луны может оказаться существенным, если на каком-то из последующих оборотов траектория автоматической станции вновь пройдет достаточно близко от Луны. Характер движения станции может при этом существенно измениться. Если межпланетная станция пройдет около Луны с южной стороны, т. е. сближение будет того же типа, что и первое, то резко увеличится количество оборотов и время существования станции при сохранении основного свойства ее траектории - приближения к Земле со стороны северного полушария. Если прохождение будет иметь место с северной стороны, то высота перигея орбиты уменьшится, и в случае достаточно сильного возмущения, станция может войти в атмосферу Земли при ближайшем же возвращении к ней.

На тех витках орбиты, где не происходит достаточно тесного сближения с Луной, Луна тем не менее оказывает некоторое воздействие на движение станции. Хотя сила притяжения Луны в этом случае весьма мала, однако, действуя на значительном числе витков траектории, притяжение Луны оказывает заметное влияние на движение автоматической станции, вызывая уменьшение высоты перигея и времени существования станции на орбите.

Картина движения автоматической межпланетной станции под влиянием одновременно действующих сил тяготения Земли, Луны и Солнца весьма сложна. Определяющим для всего движения межпланетной станции является характер ее прохождения вблизи Луны при первом сближении.

Так как никакой коррекции движения межпланетной станции в пути не производится и весь полет ее определяется в конечном счете параметрами движения в конце участка выведения, то реализация описанной выше траектории станции возможна лишь при чрезвычайно точной системе управления ракеты-носителя.

Можно представить, что через центр Луны перпендикулярно линии Земля - Луна проведена плоскость, которую назовем картинной плоскостью. Особенности прохождения траектории относительно Луны могут быть охарактеризованы положением точки пересечения траектории с картинной плоскостью.

Расчеты показывают, что при отклонении точки пересечения траектории с картинной плоскостью от номинального положения на 1000 км минимальное расстояние станции от Земли в конце первого оборота может измениться на 5-10 тыс. км, а время возвращения к Земле - на 10-14 часов.

Требования по точности на участке выведения остаются столь же жесткими, как и в случае попадания. Это в основном связано с тем, что ошибки в величине скорости в конце участка выведения в случае эллиптических траекторий облета вызывают отклонения точки пересечения траектории с картинной плоскостью в 3-4 раза больше, чем в случае гиперболических траекторий, которые целесообразно использовать для попадания.

Возмущающее действие Луны при близком прохождении около нее существенно усиливает влияние отклонений параметров движения в конце участка выведения на характер движения станции при ее возвращении к Земле после облета Луны. Поэтому даже небольшие ошибки определения этих параметров приводят к весьма существенным ошибкам расчета характеристик движения межпланетной станции при ее возвращении к Земле.

Траектория движения автоматической межпланетной станции представлена на рис. 109-111.

Рис. 109. Траектория полета автоматической межпланетной станции. Вид со стороны точки весеннего равноденствия
Рис. 109. Траектория полета автоматической межпланетной станции. Вид со стороны точки весеннего равноденствия

Рис. 110. Траектория полета автоматической межпланетной станции. Проекция на плоскость земного экватора
Рис. 110. Траектория полета автоматической межпланетной станции. Проекция на плоскость земного экватора

Рис. 111. Проекция орбиты межпланетной станции на Землю
Рис. 111. Проекция орбиты межпланетной станции на Землю

5 октября 1959 г. в 20 час. по московскому времени станция удалилась на расстояние 284 тыс. км от Земли. В 16 час. 16 мин. 6 октября она находилась на кратчайшем расстоянии от Луны, равном 7900 км.

Координаты межпланетной станции при ее дальнейшем движении даны в табл. 29.

Таблица 29. Координаты автоматической межпланетной станции при ее движении после сближения с Луной
Дата Расстояние от Земли, тыс. км Склонение Прямое восхождение
7/Х - 59 г. 20ч. 417 -11°36′ 16h32′
8/Х - 59 г. 20ч. 448 -6°48′ 16h36′
9/Х - 59 г. 20ч. 466 -2°36′ 16h40′
10/Х - 59 г. 20ч. 470 1°23′ 16h44′
13/Х - 59 г. 20ч. 430 13°54′ 16h55′
16/Х - 59 г. 20ч. 267 34°54′ 16h15′
18/Х - 59 г. 20ч. 40

Установленные в результате обработки траекторных измерений данные о положении межпланетной станции во время фотографирования, необходимые для привязки обнаруженных объектов на невидимой стороне Луны к селенографической сетке координат, приведены в табл. 30.

Таблица 30. Координаты автоматической межпланетной станции в период фотографирования Луны
Таблица 30. Координаты автоматической межпланетной станции в период фотографирования Луны

Обработка траекторных измерений позволила установить, что автоматическая станция совершила по орбите около И оборотов вокруг Земли.

Радиотехнические и оптические наблюдения за советскими искусственными спутниками Земли и космическими ракетами

Радиотехнические наблюдения за искусственными спутниками Земли имеют своей целью решение ряда задач, основными из которых являются: определение параметров орбиты спутника, изучение ее эволюции, исследование распространения радиоволн в ионосфере и некоторых вопросов ее строения.

В радиотехнических наблюдениях за советскими спутниками принимали участие научные радиолокационные станции, а также ряд радиоклубов и большое количество радиолюбителей во всех странах земного шара.

Установленные на первом и втором спутниках радиопередатчики, работавшие на частотах 40,002 и 20,005 Мгц, а также радиопередатчик третьего спутника "Маяк", работавший на частоте 20,005 Мгц, обеспечили надежный прием радиосигналов советских спутников на очень больших расстояниях, достигавших 10-15 и более тысяч километров.

Для измерения координат спутников при движении их по орбите использовались радиопеленгация, методы, основанные на использовании допплеровского эффекта, а также методы радиолокации. После обработки результатов наблюдений уточнялись параметры орбит спутников и прогнозировалось их дальнейшее движение.

При радионаблюдениях за сигналами спутников измерялись частота и форма, а также напряженность поля принимаемых радиосигналов.

Регистрация частоты с помощью специальной аппаратуры позволила, используя эффект Допплера, определять моменты прохождения спутника на наименьшем расстоянии от пунктов наблюдения с точностью до О1- 0,2сек. Проведенные наблюдения показали, что эффект Допплера, при простоте и надежности применяемой аппарат туры, с успехом может быть использован для определения параметров орбиты спутников.

Результаты измерения напряженности позволяют оценить поглощение радиоволн в ионосфере, включая те ее области, которые лежат выше максимума ионизации, и поэтому недоступны для обычных измерений, проводимых с поверхности Земли. Эти измерения позволяют также судить о возможных путях распространения радиоволн в ионосфере.

В некоторых случаях, как показали наблюдения, радиоволны приходили в точку приема не кратчайшим расстоянием, а в результате обхода земного шара по более Длинной дуге большого круга. Были зарегистрированы случаи кругосветного эха радиосигналов. В отдельных случаях измеренные значения напряженности поля оказывались больше, чем расчетные, что говорит о наличии волноводных каналов в ионосфере.

Наиболее совершенные средства и методика были применены при организации радиотехнических наблюдений за третьим советским спутником и космическими ракетами.

Третий советский спутник был снабжен несколькими радиопередающими устройствами, позволявшими производить весьма точные измерения его координат. Данные о координатах спутника, измеренных наземными радиолокационными устройствами, автоматически привязывались к единому астрономическому времени и передавались по специальным линиям связи в координационно-вычислительный центр, где с помощью быстродействующих электронных счетных машин вычислялись текущие значения параметров орбиты спутника и на их основании прогнозировалось его дальнейшее движение.

Такой сложнейший измерительный комплекс, включающий в себя большое количество электронных, радиотехнических и других устройств, обеспечивает измерение координат спутника и быстрое определение параметров его орбиты с очень большой точностью.

Большое число наблюдений позволило выделить случайные ошибочные измерения и определить эволюцию орбит советских спутников с большой точностью. Так, по первому спутнику было обработано около 60 000 радиотехнических измерений, по второму - 12 800, по третьему спутнику - свыше 120 000 радиотехнических измерений.

Визуальные оптические наблюдения за искусственными спутниками и ракетами-носителями позволяют определять их угловые координаты с точностью от 0,5 до 1° при фиксации момента наблюдения с точностью до 1 сек. Такие наблюдения возможны, если яркость спутника не ниже яркости звезд восьмой величины.

Наблюдения за искусственными спутниками производятся в сумерки, при заходе или восходе Солнца, когда фон неба достаточно темен, а сам спутник еще освещен Солнцем (рис. 112).

Рис. 112. Условия видимости спутника
Рис. 112. Условия видимости спутника

В большинстве случаев эти наблюдения проводились с помощью астрономических трубок АТ-1 (рис. 113).

Рис. 113. Астрономическая трубка АТ-1
Рис. 113. Астрономическая трубка АТ-1

Трубка АТ-1 представляет собой небольшой широкоугольный телескоп с диаметром входного зрачка 50 млн. при шестикратном увеличении и поле зрения около 11°. Трубки снабжены треногами или настольными подставками. В поле зрения трубки имеется система колец с интервалом в 1° и крест нитей с делениями в 20'.

Спутник перемещается по небесной сфере со скоростью до 1-2° в секунду. Для более уверенной фиксации положения спутника, когда орбита его движения известна лишь приближенно, на станциях оптического наблюдения устраиваются "оптические барьеры" из ряда зрительных трубок. Барьеры располагаются в меридиане или по вертикальному кругу, перпендикулярно видимой орбите спутника. Линии визирования зрительных трубок направляются так, что каждый участок оптического барьера перекрывается дважды. Наблюдения ниже 20° от горизонта не производятся из-за большого поглощения света в атмосфере.

Для определения момента прохождения спутника каждая станция снабжена радиоприемником, магнитофоном, генератором звуковой частоты с рядом телеграфных ключей. В период наблюдения на станции подаются сигналы единого времени, которые записываются на магнитофонную ленту, движущуюся с большой скоростью. На эту же ленту одновременно записывается и сигнал, подаваемый наблюдателем, который в момент прохождения спутника через определенный участок небесной сферы или через нить зрительной трубки нажимает телеграфный ключ, соединенный со звуковым генератором. После окончания наблюдений запись на ленте магнитофона воспроизводится с малой скоростью и с помощью секундомера определяется момент наблюдения. Точность такой привязки по времени составляет несколько десятых долей секунды. Координаты спутника определяются по звездным картам.

Оповещает станции о предстоящем прохождении спутника вычислительный центр на основе обработки данных предшествующих наблюдений.

Всего было произведено свыше 40 тыс. оптических наблюдений за советскими спутниками.

Помимо оптических станций и обсерваторий Советского Союза, число которых превышает 90, в наблюдениях принимали участие обсерватории многих зарубежных стран. Обсерватории в Скалнате Плесо и Братиславе (Чехословакия), Эдинбургская обсерватория (Шотландия), обсерватории в Нанкине и Куньмине (Китайская Народная Республика), обсерватория Медон (Франция), станции Сенпол и Орджеи (США) и многие другие регулярно присылали данные наблюдений за советскими искусственными спутниками Земли.

Ряд станций оптического наблюдения был снабжен малоформатными камерами типа "Зоркий" с объективом "Юпитер-Д". Во время прохождения спутника через поле зрения камеры ее затвор открывается на короткий промежуток времени (2-5 сек.). Моменты начала и конца экспозиции регистрируются. Проявленная пленка проектируется на соответствующую звездную карту таким образом, чтобы масштаб карты и проекции совпадали. Начало и конец следа относительно звезд отмечаются на карте, по которой и определяются экваториальные координаты спутника. Точность наблюдений сравнима с визуальными.

Кроме того, проводилось фотографирование специальными широкоугольными аэрофотосъемочными камерами с использованием для отметки точного времени печатающих хронографов.

Еще более точные координаты спутников получаются при наблюдении с помощью специально приспособленных больших телескопов. На рис. 114 показан снимок ракеты-носителя первого спутника, полученный 10 октября 1957 г. в Пулкове при помощи двойного широкоугольного астрографа. Вследствие суточного вращения Земли звезды вышли в виде черточек. На снимке виден перерыв в следе ракеты-носителя, сделанный путем кратковременного закрытия затвора для определения момента пролета.

Рис. 114. Снимок ракеты-носителя первого спутника
Рис. 114. Снимок ракеты-носителя первого спутника

Наряду с вышеописанными методами, была разработана методика наблюдения за спутниками с помощью фотоэлектрических и электронно-оптических устройств.

Для наблюдения за полетом космических ракет, измерения параметров их орбит и приема на Земле данных научных измерений был создан большой комплекс измерительных средств, расположенных по всей территории Советского Союза.

В состав измерительного комплекса входили: автоматизированные радиолокационные станции, предназначенные для точного определения элементов начального участка орбиты; радиотелеметрические станции для регистрации научной информации, передаваемой с борта космической ракеты; радиотехническая система, служащая для измерения параметров ракеты на больших удалениях от Земли; радиотехнические станции, используемые для приема сигналов на частотах 19,997, 19,995 и 19,993 Мгц; оптические средства для наблюдения и фотографирования искусственной кометы.

Для согласования работы всех измерительных средств и привязки результатов измерений к астрономическому времени имелась специальная аппаратура единого времени и система радиосвязи.

Обработка данных траекторных измерений, поступающих из районов расположения станций, определение элементов орбиты и целеуказаний измерительным пунктам выполнялись в координационно-вычислительном центре с помощью электронных счетных машин.

Автоматизированные радиолокационные станции использовались для оперативного определения начальных условий движения космической ракеты, выдачи долгосрочного прогноза о ее движении и данных целеуказаний всем измерительным и наблюдательным средствам. Данные измерений этих станций с помощью специальных счетно-решающих устройств преобразовывались в двоичный код, осреднялись, привязывались к астрономическому времени с точностью до нескольких миллисекунд и автоматически передавались в координационно-вычислительный центр по линиям связи.

Чтобы предохранить данные измерений от возможных ошибок при передаче по линиям связи, измерительная информация кодировалась. Применение кода позволяло находить и исправлять одну ошибку в передаваемом числе и находить и отбрасывать числа с двумя ошибками.

Преобразованная таким образом измерительная информация поступала в координационно-вычислительный центр, в котором электронные счетные машины производили совместную обработку результатов измерений. На основе использования большого числа траекторных измерений в результате решения краевой задачи с применением метода наименьших квадратов определялась траектория движения ракеты.

Применение описанного комплекса измерительных средств позволило при пуске второй советской космической ракеты в течение первого часа полета рассчитать траекторию ее дальнейшего движения и убедиться, что она выведена достаточно точно для попадания в Луну.

Телеметрические наземные станции производили прием научной информации и ее регистрацию на фотопленках и магнитных лентах. Для обеспечения большой дальности приема радиосигналов были применены высокочувствительные приемники и специальные антенны с большой эффективной площадью.

Приемные радиотехнические станции, осуществлявшие прием радиосигналов с космических ракет на частотах 19,997, 19,995 и 19,993 Мгц, производили измерения напряженности поля.

Измерение параметров движения космических ракет вплоть до расстояний 400-500 тыс. км осуществлялось радиотехническими системами, работавшими на частоте 183,6 Мгц. Данные этих измерений в строго определенные моменты времени автоматически фиксировались в цифровом коде на специальных устройствах.

Радионаблюдения за советскими космическими ракетами велись и отдельными зарубежными учеными.

Так, доктор Ловелл посредством крупнейшего в Англии радиотелескопа (в Джодрел Бэнк) наблюдал движение второй советской космической ракеты до момента ее встречи с Луной.

Для осуществления оптических наблюдений за первой и второй советскими космическими ракетами на них была установлена аппаратура, обеспечивающая создание в заранее намеченный момент времени облака паров натрия - искусственной кометы.

Пары натрия, находящегося в атомарном состоянии, обладают свойством интенсивно рассеивать солнечный свет. При этом рассеивание света происходит для строго определенной длины волны (0,589 μ), соответствующей спектральной линии натрия, что позволяет, используя специальные светофильтры, проводить наблюдения натриевого облака даже на довольно ярком фоне неба.

Искусственная комета при полете первой космической ракеты была образована 3 января 1959 г. в 3 часа 57 мин. по московскому времени, когда ракета находилась на расстоянии ИЗ тыс. км от Земли. Яркость ее соответствовала примерно шестой звездной величине. Наблюдение искусственной кометы было возможно из районов Средней Азии, Кавказа, Ближнего Востока, Африки и Индии. Несмотря на пасмурную погоду в районах расположения большей части оптических станций, на отдельных пунктах искусственная комета успешно наблюдалась.

Искусственная комета, образованная с борта второй советской космической ракеты 12 сентября 1959 г. на расстоянии около 150 тыс. км от Земли, наблюдалась многими астрономическими станциями - в Алма-Ате, Бюракане, Абастумани, Тбилиси, Сталинабаде и других городах Советского Союза. На ряде станций она была сфотографирована.

Искусственная комета стала видимой в 21 час 48 мин. по московскому времени и была видна в течение 5-6 мин. Максимальная ее яркость была равна приблизительно 4-5-й звездной величине.

Наблюдения искусственных комет позволяют определять угловые координаты космических ракет с чрезвычайно высокой, астрономической, точностью. Результаты этих наблюдений служат дополнительными данными для определения траекторий движения ракет.

Для фотографирования искусственных комет была разработана специальная светосильная аппаратура двух типов: фотографическая и электронно-телескопическая с электронно-оптическими преобразователями. Одна из таких; фотокамер показана на рис. 115.

Рис. 115. Камера для фотографирования искусственных комет
Рис. 115. Камера для фотографирования искусственных комет

предыдущая главасодержаниеследующая глава


Рейтинг@Mail.ru Rambler's Top100
© Злыгостев Алексей Сергеевич, подборка материалов, оцифровка, статьи, оформление, разработка ПО 2001-2013
При копировании материалов проекта обязательно ставить ссылку на страницу источник:
http://12apr.su/ "12APR.SU: Библиотека по астрономии и космонавтике"