Глава IV. Результаты научных исследований на искусственных спутниках и космических ракетах

Проведенные на советских искусственных спутниках Земли и космических ракетах измерения дали огромный научный материал. Ниже излагаются основные результат ты этих экспериментов.

Определение давления и плотности верхней атмосферы

Определение плотности верхней атмосферы по торможению искусственных спутников Земли

Одним из методов определения плотности верхних слоев атмосферы с помощью советских искусственных спутников являлось вычисление плотности но изменению параметров их орбит, происходящему в результате торможения спутников в атмосфере.

Как указано выше, торможение спутника в атмосфере пропорционально плотности атмосферы. При этом наибольшее влияние оказывает плотность атмосферы в области высот перигея орбиты, где и происходит наиболее интенсивное торможение спутника.

Теоретический анализ показывает, что изменение периода обращения спутника зависит как от плотности атмосферы в районе перигея, так и от быстроты убывания плотности по высоте.

Быстрота убывания плотности может быть охарактеризована так называемой высотой однородной атмосферы:

(4.1)

где:

k - 1,372⋅10^-16эрг/град;

m - средняя масса молекулы;

Т - температура;

g - ускорение силы тяжести.

Для первых спутников, орбиты которых имели достаточно большой эксцентриситет, скорость изменения периода обращения спутника в основном определяется значением произведения плотности на корень квадратный из высоты однородной атмосферы в области перигея:

(4.2)

где: - баллистический коэффициент,

F - площадь миделя;

m^* - масса спутника, С_х - коэффициент аэродинамического сопротивления;

N - порядковый номер оборота спутника вокруг Земли;

е - эксцентриситет; r_π - расстояние от центра Земли до перигея орбиты; Т^* - период обращения спутника вокруг Земли.

Из приведенной формулы видно, что определяемая величина при заданном не зависит от того, какое значение Н принято для расчета. Таким образом, при определении величины нет необходимости при выборе значения Н опираться на какую-либо из существующих моделей атмосферы.

Для расчета коэффициента С_х использовались результаты аэродинамики разреженных газов. Для неориентированных спутников было вычислено наиболее вероятное значение С_х = 0,525.

Для более точного определения величины расчеты проводились путем интегрирования системы уравнений:

(4.3)

где

  - истинная аномалия.

Здесь для зависимости плотности р от высоты принималась формула:

(4.4)

где z и zπ - текущая и начальная высота перигея над поверхностью Земли; рπ - плотность на высоте zπ.

Расчеты проводились для значений H = 15, 30 и 60 км. Среднее значение плотности атмосферы на высотах перигея орбит советских спутников (225-228 км), определенное таким методом, оказалось равным 3⋅10^-13г⋅см^-3 Полученное значение в 5-10 раз превышает величины плотности, указанные для этих высот в ряде ракетных моделей атмосферы, построенных на основании измерений на высотных ракетах до запуска спутников, и свидетельствует о более высокой температуре верхней атмосферы, чем принимаемая в ракетных моделях.

За время существования спутника происходит медленное изменение положения области перигея из-за регрессии орбиты, вызываемой не центральностью поля земного тяготения. Широта и долгота перигея постепенно изменяются. Это обстоятельство позволило провести определение плотности атмосферы над различными точками земной поверхности, на освещенной и теневой сторонах Земли. На основании данных по торможению двух первых советских спутников Земли было установлено, что произведение плотности атмосферы на корень квадратный из высоты однородной атмосферы На освещенной стороне Земли на 20-30% больше, чем на теневой ее стороне. Анализ движения третьего спутника выявил еще более резкие суточные колебания указанной величины. Было установлено также уменьшение плотности атмосферы при переходе от северных широт к югу. Когда появились данные о результатах наблюдения торможения американских спутников, оказалось возможным построить кривую распределения плотности атмосферы на высотах 228-368 км от поверхности Земли, не опираясь на какие-либо существовавшие модели атмосферы.

Так, для американского спутника 1958 α на высоте 368 км имеем:

Согласно формуле (4.2) получим:

Для апроксимации зависимости параметров атмосферы от высоты на высотах 228-368 км можно воспользоваться следующими формулами:

(4.5)

Если теперь обозначить

(4.6)

то получим:

(4.7)

Таким образом, при заданных a, b, k можно найти промежуточные значения ρ для z от 228 до 368 км.

Таблица 31. Значения плотности, полученные при обработке данных торможения спутника

По наблюдаемому торможению первых советских спутников было вычислено а = 1,7⋅10^-6кг/м² o км^1/₂; по торможению спутника 1958 а получено значение b = 0,108⋅10^-6кг/м²⋅км^1/₂.

Результаты вычислений плотности при различных предположениях о величине k представлены в табл. 31.

Определение плотности верхней атмосферы методом диффузии паров натрия

Новым оригинальным методом определения плотности атмосферы на больших высотах является метод искусственной кометы, разработанный советскими учеными. В этом методе используется явление искусственного рассеяния некоторыми газами отдельных спектральных линий и полос (характерных для данного газа). Это явление называется резонансной флуоресценцией. Как показали расчеты, наиболее подходящим элементом для создания искусственной кометы является натрий.

Рассеивающее солнечные лучи натриевое облако представляет собой исключительно мощный источник света. Мощность этого источника при массе паров натрия в 1 кг составляет около 7 тыс. квт.

Рис. 116. Различные стадии образования натриевого облака на высоте 430 км

Неоценимым достоинством натриевого облака являет Си то обстоятельство, что оно рассеивает свет строго определенной длины волны λ = 0,589 μ (желто-оранжевая часть спектра). Это позволяет применением подходящих светофильтров проводить наблюдения натриевого облака, даже если оно проектируется на довольно яркий фон неба.

Этот метод получил экспериментальное подтверждение при пуске геофизической ракеты на высоту 430 км и при пусках первой и второй космических ракет. Являясь абсолютным оптическим методом для наблюдения за движением космических объектов, метод натриевой кометы по расплыванию паров натрия позволяет определить плотность среды, в которой происходит образование искусственной кометы (рис. 116). Таким образом на основе теории диффузии была рассчитана плотность атмосферы на высоте 430 км.

Как известно, среднее смещение частицы вследствие диффузии пропорционально средней длине свободного пробега () и числу столкновений (n) за время t:

(4.8)

Замечая, что

(где ν - средняя скорость частицы),

имеем:

(4.9)

Величина определяется непосредственно из данных наблюдений и равна 0,85⋅10¹¹ см²/сек. Для атомов натрия при температуре 1600° имеем:

Отсюда Но, с другой стороны,

(4.10)

где n₁ - концентрация атомов атмосферы;

Q_d - эффективное сечение диффузии. Принимая с точностью до 20-30 %, Q_d = 3,85⋅10^-15г/см³, получим

Учитывая, что атмосфера до высоты 500 км является в основном азотно-кислородной, получим плотность на высоте 430 км

Более точный количественный расчет, основанный на решении дифференциального уравнения диффузии, дает следующие значения:

Ошибки в этих измерениях составляют не более 30%.

Манометрические измерения плотности и давления

Наряду с определением характеристик верхней атмосферы по изучению торможения спутников, по диффузии паров натрия (искусственная комета), по наблюдению за радиосигналами спутников, на третьем советском искусственном спутнике осуществлялось непосредственное измерение давления и плотности на различных высотах с помощью ионизационных и магнитного электроразрядного манометров. Методика эксперимента соответствовала методике, изложенной в главе II. Аппаратура для измерения давления, установленная на третьем спутнике, показана на рис. 117 и 118.

Магнитный электроразрядный манометр (рис. 117) был рассчитан на измерение давления в диапазоне 10^-5-10^-7млн. рт. ст., а ионизационные манометры (рис.118) - в диапазоне 10^-7-10^-9млн. рт. ст.

Рис. 117. Магнитный манометр

Рис. 118. Ионизационные манометры

Для исключения влияния на результаты измерений имеющихся в ионосфере ионов и электронов ионизационные манометры были снабжены специальными экранами и ловушками. Все манометры имели откаченные и запаянные колбы, которые вскрывались специальными механизмами после выведения спутника на орбиту. На протяжении всего времени измерения давления производилась периодическая калибровка усилителей, а также измерение тока эмиссии манометров и температуры стенки одного из них.

При подготовке эксперимента был проведен ряд теоретических и лабораторных исследований. Большое внимание было уделено определению газовыделения спутника, для чего производились измерения продолжительности дегазации различных конструктивных материалов, а также разработка мероприятий, обеспечивающих максимальную герметичность спутника.

В связи с длительностью измерений, проводимых на спутнике, представляется возможность изучить по показаниям манометров процесс дегазации его внешней поверхности и установить момент времени, начиная с которого газовыделение спутника перестает влиять на результаты измерений.

При определении давления по показаниям манометров, установленных на спутнике, необходимо учитывать его ориентацию в пространстве, скорость движения, состав и температуру газа.

Для окончательной интерпретации показаний манометров необходимо установить зависимость между давлением внутри манометра, которое измеряется и передается на Землю, и давлением внешней среды. Такую связь теоретически можно получить, исходя из законов молекулярной аэродинамики (см. прилож. 4). Величина давления Р₁ измеренная манометром, связана с концентрацией частиц N в данной точке атмосферы соотношением:

(4.14)

где А - число Авогадро;

R - газовая постоянная;

М - молекулярный вес;

V - скорость спутника;

θ - угол между вектором скорости спутника и плоскостью отверстия манометра;

Т₁ - температура стенки манометра.

После определения N рассчитывалась плотность и высота однородной атмосферы:

(4.15)

где N" и N' - концентрация частиц в единице объема атмосферы в двух точках, отстоящих по высоте на Δh = 10 км.

Далее вычислялась температура Т:

(4.16)

и внешнее давление Р:

Для вычисления угла ориентации θ применялась формула (15) прилож. 4.

Анализ полученных данных при некоторых предположениях о среднем молекулярном весе М позволил впервые построить разрез атмосферы на высотах 225-500 км, структурные параметры которой приведены в табл. 32.

Таблица 32. Структурные параметры атмосферы на высоте 225-500 км

Проведенные измерения относятся к различному времени 16 мая 1958 г. (13-19 часов местного пояса времени) и к различным географическим широтам (57°N - 65°N).

Данные табл. 32 хорошо согласуются со значениями плотности, полученными по торможению спутников, по диффузии паров натрия и по результатам радионаблюдений за спутниками.

На рис. 119 представлены результаты измерений плотности, полученные всеми указанными методами

Рис. 119. Результаты определения плотности различными методами: 1 - третий спутник (манометры); 2 - торможение спутников (советские исследования); 3 - натриевое облако (высотная ракета); 4 - первый спутник (радионаблюдения); 5 - торможение спутников (американские исследования)

Сведения о плотности верхней атмосферы ( = 3⋅10^-13г⋅см^-3 на высоте 225 км), полученные по торможению первых искусственных спутников Земли и диффузным методом (ρ = 6,7⋅10^-15г⋅см^-3 на высоте 430 км), произвели существенное изменение в наших представлениях о параметрах верхней атмосферы. Эти измерения показывают, что плотность атмосферы на высоте 220 км больше днем, чем ночью, и больше в полярных, чем в экваториальных областях. Материалы, полученные при помощи первых искусственных спутников Земли, позволяют делать пока предположения только о суточном режиме. Наблюдаемое большое торможение спутников может быть объяснено более высокой температурой верхней атмосферы, чем это предполагалось в старых "ракетных моделях".

Эту точку зрения подтверждают обширные манометрические измерения, которые позволяют надежно определить высоту однородной атмосферы на различных уровнях; верхней атмосферы. Полученное в результате измерений возрастание высоты однородной атмосферы с увеличением расстояния от Земли указывает на уменьшение молекулярного веса М вследствие диссоциации молекул и постепенное увеличение температуры атмосферы. Так, на высотах 225-500 км температура оказалась равной 1200-2000°К.

Масс-спектрометрические измерения ионного состава верхней атмосферы

Для измерения ионного состава ионосферы на третьем советском спутнике был установлен радиочастотный масс-спектрометр, принцип устройства которого изложен в главе 2. Масс-спектрометр был рассчитан на регистрацию ионов с массовым числом от 6 до 50. Общий вид прибора показан на рис. 120.

Рис. 120. Радиочастотный масс-спектрометр

За период с 1 по 25 мая 1958 г. было получено около 15 тыс. массовых спектров на высотах от 225 до 980 км. Измерения велись в северном полушарии в интервале широт 27-65°. Полученный материал относится к дневному времени (от 7 до 11 часов по московскому времени). Массовое число М пика определялось по формуле:

(4.18)

где V^* - значение напряжения развертки в момент появления пика;

φ - величина отрицательного потенциала спутника;

k - постоянная прибора;

m₀ - масса атома водорода;

q -заряд иона;

V - скорость спутника.

Основная трудность при дешифровке материала заключалась в отделении основных (истинных) массовых ионов от гармонических (ложных). В результате полученного материала было показано, что на высотах 225-980 км преобладающим по интенсивности ионом является пик с массовым числом 16, т. е. ион атомарного кислорода 0⁺. Вторым по интенсивности является ион с массовым числом 14, т. е. ион атомарного азота N⁺.

В области перигея выделяется группа пиков с массовыми числами 32, 30 и 28. Наиболее значительным из них является пик с массовым числом 30, т. е. ион окиси азота NO⁺. Пики с массовым числом 32 и 28 относятся к ионам молекулярного кислорода О⁺₂ и молекулярного азота N⁺₂ . Если сравнить интенсивность всех массовых ионов с интенсивностью ионов атомарного кислорода, то картина получается следующая: отношение J_N⁺/J_O⁺ на высотах 230-650 км меняется от 1,3 до 8-10%, в зависимости от высоты и географической широты (рис. 121 и 122); отношение интенсивностей южных широтах меняется от 2,5 до 8%, на высотах 250-230 км (до перигея), а в северных пик ионов молекулярного кислорода можно проследить до высот 400 км, причем отношение на этих высотах J_O2⁺/J_O⁺ ~ 0,1%; на высотах 400-500 км отношения J_NO⁺/J_O⁺ и J_N⁺/J_O⁺ примерно одинаковы и равны 0,2-0,1%. Выше 500 км молекулярные ионы перестают прослеживаться и ионосфера с точностью до 0,1% становится чисто атомарной, кислородно-азотной.

Рис. 121. Изменение относительной интенсивности ионных пиков атомарного азота в зависимости от высоты по данным двух витков 23 мая 1958 г.

Рис. 122. Изменение относительной интенсивности ионных пиков атомарного азота в зависимости от географической широты по данным двух витков 21 мая 1958 г.

До высот 250 км наиболее распространенными ионами являются ионы NO⁺, которые, по имеющимся представлениям, образуются в результате реакции кислородных ионов с нейтральными молекулами азота, или в результате реакции атомов кислорода с ионизированными молекулами азота. Измерения ионного состава, проведенные на третьем спутнике, показывают, что на высотах до 500 км наблюдаются молекулярные ионы, а выше - только атомарные. Этот результат важен с точки зрения выяснения процессов баланса ионизации в атмосфере. Весьма интересным является также факт обнаружения заметной концентрации ионов кислорода O⁺ на высотах порядка 1000 км. Водород не является основной (преобладающей) компонентой ионосферы вплоть до высот порядка 1000 км, что меняет имевшиеся ранее представления.

Исследование ионосферы

Изучение распространения радиоволн в ионосфере, степени их поглощения и определение ионизации верхней атмосферы

В настоящее время накоплен обширный материал с записями радиосигналов искусственных спутников Земли. Эти наблюдения проводились пунктами, расположенными на различных географических широтах и долготах, радиопеленгаторными станциями, клубами ДОСААФ, рядом высших учебных заведений и тысячами радиолюбителей. Известно, что благодаря электромагнитным свойствам ионосферы радиоволны распространяются на очень большие расстояния. В этой связи можно указать на одно интересное явление, которое было известно и ранее, но особенно ярко проявилось при наблюдениях за сигналами советских искусственных спутников Земли. Явление это названо антиподным эффектом и состоит в следующем: мощность принимаемых сигналов увеличивается в точке, расположенной в антиподе передающей радиостанции. По записям результатов приема радиосигналов первого спутника в Антарктиде, в поселке Мирном, видно (рис. 123), как принимались радиосигналы спутника на частоте 20 Мгц, когда он был в районе поселка Мирный и в антиподе к нему. Такие случаи, когда в течение длительного времени в ионосфере осуществляются благоприятные условия для "стекания" радиоволн к диаметрально-противоположной точке Земли, представляют большой интерес.

Рис. 123. Запись радиосигналов при нахождении спутника в антиподе

Очень важное значение имеют измерения напряженности поля принимаемых со спутника радиосигналов. Результаты измерения напряженности поля радиосигналов позволяют оценить поглощение радиоволн в ионосфере, включая те ее области, которые лежат выше главного максимума ионизации ионосферы слоя F₂, а поэтому недоступны обычным измерениям, ведущимся на поверхности Земли. Эти измерения позволяют также судить о возможных путях распространения радиоволн в ионосфере. Результаты приема радиосигналов спутника и измерения их уровней показывают, что эти сигналы на волне 15 м принимались на очень больших расстояниях, далеко превышающих расстояния прямой видимости. Эти расстояния достигали 10, 12 и 15, а в отдельных случаях и более тысяч километров.

Особенный интерес представляет то обстоятельство, что спутник, совершая движения по эллиптической орбите, занимает различное положение относительно основного максимума ионизации слоя F₂. При обработке материалов радионаблюдений учитывалось, находится ли спутник в данный момент времени выше или ниже истинной высоты максимума ионизации слоя F₂, полученной на основе высокочастотных характеристик ионосферы, снятых ионосферными станциями. Если в южном полушарии спутник движется выше слоя F₂, то в северном полушарии он в некоторые моменты находится выше максимума ионизации этого слоя, в некоторые - ниже него, а в иные моменты - вблизи этого максимума. Такие условия создают большое разнообразие в путях распространения коротких радиоволн на значительные расстояния.

Выше мы уже говорили об антиподном эффекте в распространении радиоволн. Другим из возможных путей распространения радиоволн является отражение их от земной поверхности, прошедших сверху через всю толщу ионосферы, с последующим однократным отражением от ионосферы в тех ее областях, где критические частоты достаточно велики. В иных случаях радиоволны, падающие сверху под некоторым углом на ионосферу, испытывают в ней значительное преломление и проникают вследствие этого в область, лежащую за пределами геометрической прямой видимости.

Положение спутника вблизи области максимальной ионизации атмосферы создает особенно благоприятные условия для распространения радиоволн путем ионосферных радиоволноводов. В некоторых случаях радиоволны приходили в точку приема не по кратчайшему расстоянию, а путем обхода земного шара по более длинной дуге большого круга. В отдельных случаях наблюдалось явление кругосветного эха радиосигналов. В некоторых случаях измеренные значения напряженности поля оказались больше, чем рассчитанные по закону обратной пропорциональности первой степени расстояния, что также говорит о наличии волноводных каналов в ионосфере.

Описанные явления - искривление путей распространения радиоволн, их отражение, частичное или полное поглощение - определяются состоянием ионосферы, и в частности, значением электронной концентрации, которая является одним из основных параметров ионосферы.

До последнего времени электронная концентрация измерялась в основном в пределах высот до 300 км, т. е. ниже главного максимума слоя F₂. Наибольшее значение электронной концентрации, наблюдаемое на средних широтах, достигло 2-3 млн. электронов в 1 см³. При этом электронная концентрация возрастает с высотой: на высоте 300 км она в 10-15 раз больше, чем на высоте порядка 100 км.

С созданием искусственных спутников появились новые возможности для эффективного изучения слоев ионосферы, лежащих выше максимума ионизации. С целью изучения распределения электронной концентрации с высотой был использован метод наблюдения "радиовосхода" и "радиозахода" спутника. Этот метод радионаблюдения состоит в следующем.

При движении спутника по орбите траектория принимаемых сигналов в ионосфере между спутником и точкой наблюдения имеет вид, изображенный на рис. 124 (кривые 1, 2, 3). Допустим, что спутник, излучающий радиоволны частоты ω, проходит над точкой наблюдения выше главного максимума электронной концентрации ионосферы (N_м), критическая частота f_с которой определяется из соотношения:

(4.19)

Рис. 124. Траектории распространения радиоволн в ионосфере между спутником и точкой наблюдения

Если ω>ω_с, то распространение радиоволн близко к оптическому и соответствующие трактории представляют собой прямые линии 1', 2', 3', при этом, как хорошо известно, видимый оптический "заход" или "восход" характеризуется тем, то световой луч, идущий от наблюдаемого тела, представляет собой прямую, касательную к точке наблюдения.

Если же значение ω не очень велико, то вследствие искривления траектории волны в иносфере радиолуч не представляет собой прямую линию (кривая 3). Поэтому "радиозаход" наступает позднее оптического, а "радиовосход", наоборот, раньше оптического. Зная теперь высоту спутника и состояние ионосферы до ее главного максимума по данным наземных ионосферных станций, можно рассчитать ход электронной концентрации выше главного максимума ионосферы. Указанным способом были обработаны результаты радионаблюдений в шести пунктах за 5, 6 и 7 октября 1957 г. В результате было получено распределение электронной концентрации до высоты 600-650 км. Электронная концентрация во внешней ионосфере убывает с высотой значительно медленнее, чем она растет в нижней ее части. Темп ее изменения замедляется примерно в 5-6 и более раз. Кроме того, полученные данные позволяют рассчитать значение плотности нейтральных частиц (n). Если считать, что для h > 400 км время жизни τ_е свободного электрона достигает 10⁵-10⁶сек, то в квазистационарных условиях отношение n/N имеет значение τ_n/τ_е, где τ_n - время между отдельными актами ионизации. Отсюда

Результаты расчетов приведены в табл. 33 и на рис. 125 (значения n и N выше 650 км получены методом экстраполяции).

Рис. 125. Кривая зависимости электронной концентрации ионосферы от высоты над поверхностью Земли

Определение концентрации положительным ионов в верхней атмосфере

Наряду с использованием радиометодов, для изучения степени ионизации на третьем советском искусственном спутнике был поставлен эксперимент по непосредственному измерению концентрации положительных ионов до высоты 900-1000 км. С этой целью на спутнике была установлена специальная аппаратура с двумя ионными ловушками (рис. 126). Принцип работы такой аппаратуры изложен в главе 2. Помимо концентрации положительных ионов, она позволяет определять потенциал спутника относительно окружающей среды. На освещенных Солнцем участках орбиты он оказался равным минус 1-7 в. Величину отрицательного потенциала спутника, по-видимому, можно интерпретировать как результат воздействия на него быстрых электронов, энергии которых значительно превышают среднюю энергию частиц атмосферы.

Рис. 126. Аппаратура для измерения концентрации положительных ионов

В результате обработки полученного материала построены графики изменения концентрации положительных ионов по виткам.

Общий вид кривых, полученных различными методами, имеет один и тот же характер до высот 660, 760, 800 и 980 км над уровнем Земли.

Наибольший интерес представляет кривая, на которой представлен ход ионной концентрации до высоты 1000 км (рис. 127).

Рис. 127. Кривые изменения электронной концентрации, полученные разными методами: 1 - первый спутник 5-8.Х 1957 г. 7 ч. 40 м.- 9 ч. 40 м. (радиосигналы); 2 - третий спутник 19.V 1958 г. 11ч. 00 м. (ионная ловушка;); 3 - высотная ракета 21.II 1958 г. 11 ч. 40 м. (радиоинтерферометр)

Начиная с высоты 850 км и выше наблюдается значительное замедление спада концентрации положительных ионов с высотой. Концентрация положительных ионов на высоте 980 км равна 6⋅10⁴ ион/см³ при условии, что ионами являются ионы атомарного кислорода. Это предположение экспериментально подтверждается измерением ионного состава на этих высотах.

Можно вполне уверенно утверждать, что концентрация ~3,6⋅10³ ион/см³ является нижней границей концентрации положительных ионов на высоте около 1000 км.

Обнаружение в верхней атмосфере электронов с энергией около 10 млн.

Одним из факторов дополнительной ионизации атмосферы являются движущиеся от Солнца потоки корпускул - быстрых протонов, альфа-частиц, электронов и т. д. Эти корпускулярные потоки проникают в земную атмосферу в основном в полярных областях на высоких геомагнитных широтах, что объясняется влиянием на них магнитного поля Земли.

При проникновении интенсивных корпускулярных потоков в верхние слои атмосферы обычно имеют место явления полярных сияний, наблюдения за которыми и служили до последнего времени основным методом исследования корпускулярного излучения. Данные, полученные в результате анализа спектров полярных сияний, позволили сделать предположение, что в верхней атмосфере, вследствие переменных магнитных полей, создаваемых межпланетной средой и корпускулярными потоками Солнца, может иметь место ускорение атмосферных электронов до энергии, превышающей энергию электронов в корпускулярных потоках Солнца. Однако постоянное присутствие не особенно жестких корпускул - электронов даже над низкими широтами не предполагалось и связывалось только с корпускулярными вторжениями в зоне полярных сияний.

На третьем советском спутнике был поставлен эксперимент по непосредственному обнаружению в верхней атмосфере не особенно жестких электронов. С этой целью была применена аппаратура, регистрирующая корпускулы с помощью флуоресцирующих экранов и фотоумножителей (рис. 128). Принцип работы подобной аппаратуры изложен в главе П. Тонкие флуоресцирующие экраны из сернистого цинка, активированного серебром, содержащие 2 мг/см² вещества, делали их малочувствительными к рентгеновскому излучению, создаваемому электронами в атмосфере и в корпусе спутника. Для подавления протонов с энергиями в несколько десятков килоэлектронвольт перед экраном располагались пластинки алюминиевой фольги с содержанием 0,4 и 0,8 мг вещества на 1 см².

Рис. 128. Аппаратура для исследования корпускулярного излучения

С помощью этой аппаратуры были впервые непосредственно обнаружены не особенно жесткие электроны с энергией около 10 млн.. Они регистрировались на высотах от 470 до 1880 км над уровнем моря. Их интенсивность в дневное время больше, чем ночью. Кроме того, интенсивность непрерывно меняется, значительно увеличивается с высотой и над высокими геомагнитными широтами. Наименьшая интенсивность зарегистрирована над геомагнитным экватором. Обнаруженные электроны, как правило, движутся вблизи направлений, перпендикулярных к магнитным силовым линиям. Плотности токов, создаваемые потоками электронов в направлениях, перпендикулярных магнитным силовым линиям, в большинстве случаев на порядок больше, чем в направлении вдоль и против магнитных силовых линий. Плотность тока в сторону Земли, по-видимому, несколько больше, чем в обратном направлении (рис. 129 и 130).

Рис. 129. Схема расположения прибора в пространстве с указанием ориентации датчиков относительно магнитной силовой линии. Интенсивность облучения индикатора корпускулами приведена на рис. 130 в полярных координатах, связанных с прибором. Полярный угол характеризует направление оси датчика с магнитной силовой линией

Рис. 130. Интенсивность облучения индикатора с фольгой 0,8 мг/см² корпускулами в зависимости от ориентации датчика по отношению к магнитной силовой линии (по радиусу отложена интенсивность в условных единицах) а - датчик регистрирует поток корпускул, идущий вдоль силовой линии к Земле; б - датчик регистрирует поток корпускул, идущий вдоль силовой линии от Земли

Поток энергии не особенно жестких электронов на пороге чувствительности аппаратуры составлял около одной миллионной доли потока солнечной энергии, падающей на единицу площади земной поверхности. В момент "зашкаливания" аппаратуры он был равен приблизительно одной тысячной от потока энергии солнечного излучения.

Регистрируемые таким образом электроны не могут быть непосредственно солнечными корпускулами, поскольку скорость их намного превышает скорость движения солнечных корпускул, определенную по наблюдениям полярных сияний. Они скорее всего могут быть отнесены к атмосферным электронам, ускоренным во внешней атмосфере за счет переменных геомагнитных полей.

Обнаруженное новое явление представляет большой интерес с точки зрения физики верхней атмосферы. Оно может объяснить ряд аномалий в ионосфере и быть дополнительным источником разогревания верхней атмосферы над полярными районами.

Изучение радиации вблизи Земли и в космическом пространстве

На втором и третьем советских искусственных спутниках Земли, космических кораблях-спутниках и космических ракетах была установлена аппаратура для изучения радиации вблизи Земли и в космическом пространстве (рис. 131-133). Принципы устройства этой аппаратуры изложены в главе II.

Рис. 131. Счетчик космических лучей, установленный на втором спутнике

Рис. 132. Счетчик космических лучей, установленный на третьем спутнике

Рис. 133. Люминесцентный счетчик, установленный на третьем спутнике

Измерения на втором спутнике проводились с помощью счетчиков заряженных частиц.

Количество вещества, окружавшее счетчик, составляло в среднем 10 г/см².

При полете спутника над территорией Советского Союза измерения производились на прямых и обратных витках. Высота полета спутника на прямых витках составляла 225-240 км, а на обратных она возрастала с 350 до 700 км при уменьшении широты от 65° до 40° с. ш. Измерения на этих высотах позволили выявить зависимость интенсивности первичного космического излучения от высоты, а также от географической широты и долготы.

На рис. 134 представлена зависимость от высоты отношения интенсивности космических лучей на обратных витках к интенсивности на прямых витках в одних и тех же географических пунктах. Из рисунка видно, что на средних широтах при изменении высоты с 225 до 700 км интенсивность космического излучения возрастает примерно на 40%. Этому обстоятельству можно дать различное толкование. Возможно, что возрастание интенсивности обусловлено уменьшением экранирующего действия Земли и влияния ее магнитного поля, препятствующего проникновению космического излучения к Земле. Не исключено также, что увеличение интенсивности космического излучения было связано с началом проникновения в радиационную зону.

Рис. 134. Зависимость от высоты отношения интенсивности космических лучей на прямых и обратных витках

Измерения интенсивности космических лучей по широтам представляют большой интерес с той точки зрения, что они позволяют получить новые данные о магнитном поле Земли на больших расстояниях от ее поверхности.

Построенные по измерениям на втором спутнике линии постоянной интенсивности космического излучения (изокосмы) оказались несовпадающими с геомагнитными параллелями. Это свидетельствует, что характеристики магнитного поля на больших высотах отличаются от тех, которые были получены на основании магнитных измерений на поверхности Земли.

При измерениях на втором спутнике были зарегистрированы короткопериодические вариации (колебания) интенсивности космического излучения, связанные, по-видимому, с состоянием межпланетной среды вблизи Земли. В одном случае было отмечено резкое возрастание (на 50%) числа частиц космического излучения (рис. 135), в то время как наземные станции не обнаружили каких-либо заметных изменений его интенсивности. Возможно, что указанное возрастание было вызвано попаданием спутника в потоки электронов высокой энергии (связанные с корпускулярным излучением Солнца) или генерацией на Солнце космических лучей малой энергии, сильно поглощаемых атмосферой Земли.

Рис. 135. Регистрация повышенной интенсивности на высоких широтах на втором искусственном спутнике 7 ноября 1957 г.

На третьем советском искусственном спутнике Земли была установлена значительно более чувствительная аппаратура - люминесцентный счетчик (см. рис. 133).

Счетчик состоит из цилиндрического кристалла йодистого натрия и фотоумножителя с фотокатодом. В этом приборе производились измерения:

темпа счета событий, когда импульс соответствовал энерговыделению в кристалле более 35 млн.;

величины анодного тока фотоумножителя;

величины тока промежуточного динода.

Последние два параметра характеризуют полное энерговыделение в кристалле в единицу времени, что позволяет определить значение суммарной ионизации, производимой в кристалле. Работа такого счетчика и его схема описаны в главе II.

Передача данных измерений люминесцентного счетчика на Землю осуществлялась с помощью радиопередатчика "Маяк" на частоте 20 Мгц, работа которого происходила непрерывно во время полета спутника. Передатчик "Маяк" передавал информацию путем изменения длительности телеграфных посылок, вид которых изображен на рис. 83.

В результате показаний счетчика установлено, что во всех без исключения случаях при попадании спутника в поле геомагнитных широт 55°-65° как в северном, так и в южном полушариях наблюдалось резкое возрастание интенсивности рентгеновского излучения, которое создается электронами, бомбардирующими корпус спутника. Энергия этих электронов около 100 кэв. и меньше, а их поток оценивается величиной 10³-10⁴ частиц/см⋅сек⋅стер.

На рис. 136 приведена характерная запись интенсивности счета и ионизации. Нижняя кривая изображает темп счета, верхние кривые - ионизацию по измерениям динодного и анодного токов. Результаты измерений показывают, что зарегистрированная величина ионизации в несколько раз превышает ионизацию, вызываемую космическими лучами. Это подтверждается также показанием динодного и анодного токов, разница в измерениях которых не велика.

Рис. 136. Характерная запись интенсивности счета и ионизации по данным люминесцентного счетчика 19 мая 1958 г.: 1 - ионизация по измерениям динодного тока; 2 - ионизация по измерениям анодного тока; 3 - интенсивность счета

На рис. 137 приведена географическая карта, где точками указаны места попадания спутника в зону большой интенсивности, а "крестиками" - места выхода из этой зоны. Пунктирной линией обозначена геомагнитная параллель. Как видно из рисунка, зона высокой интенсивности не располагается симметрично относительно магнитного полюса.

Рис. 137. Схема мест входа (точки) и выхода ('крестики') третьего спутника из внешней зоны со стороны низких широт

В описываемых опытах было также установлено, что интенсивность радиации увеличивается с высотой. Этот факт показывает, что в зоне полярных сияний происходит накопление заряженных частиц, которые совершают колебания вдоль силовых линий магнитного поля.

Таким образом, опыты на третьем искусственном спутнике Земли с несомненностью доказывают наличие зоны интенсивной радиации, которая получила название внешнего радиационного пояса вокруг Земли. Из этого обстоятельства следует, что магнитное поле Земли является для заряженных частиц небольшой энергии своеобразной ловушкой, в которой частицы могут двигаться по практически замкнутым траекториям в течение весьма долгого времени.

Условия накапливания частиц не выполняются на широтах больше 65°, и поэтому районы, прилегающие к полюсам, оказываются свободными от излучения.

Помимо внешней радиационной зоны вокруг Земли, существует внутренняя радиационная зона, расположенная в районе экватора на высоте ∼1000-2000 км (рис. 138).

Рис. 138. Конфигурация окружающих Землю зон повышенной радиации. Сплошная линия - траектория движения космической ракеты

С помощью третьего спутника были получены подробные данные об этой зоне. На рис. 139 воспроизводится одна из записей показаний счетчика, полученная в южном полушарии на высотах 1600-1100 км.

Рис. 139. Характерная запись люминесцентного счетчика, полученная в южном полушарии

Данные измерений показывают, что при движении спутника к экватору интенсивность радиации резко возрастает, несмотря на уменьшение высоты спутника с 1600 до 1100 км. Главную роль при этом играет широта. Оказалось, что заряженные частицы внутренней зоны заполняют на высоте около 1000 км область от 35° южной геомагнитной широты до 35° северной геомагнитной широты. Высота нижней границы внутренней зоны оказалась различной в восточном и западном полушарии: в восточном - 1500 км, а в западном - 500 км. Это обстоятельство обусловлено смещением магнитного диполя относительно центра Земли. Анализ данных показал, что во внутренней зоне наиболее характерны протоны с энергией порядка 100 млн. эв.

Дальнейшее изучение внешней радиационной зоны было продолжено при полете советских космических ракет.

На первой космической ракете регистрация интенсивности радиации вблизи Земли и космического излучения осуществлялась с помощью двух счетчиков Гейгера и двух сцинтилляционных счетчиков.

Первый прибор со сцинтилляционным счетчиком был аналогичен прибору, установленному на третьем спутнике. С помощью этого прибора измерялось число событий с порогами по энергиям: I - 45 кэв., II - 450 кэв.; III - 4,5 Мэв; IV - суммарная ионизация.

Оба счетчика Гейгера и первый сцинтилляционный счетчик находились внутри оболочки толщиной 1 г/см² алюминия. Около 20% полного телесного угла было экранировано веществом порядка 10 г/см². Второй сцинтилляционный счетчик был расположен вне экранирующей оболочки. Сцинтиллятор толщиной 0,3 г/см² был закрыт со стороны свободного пространства алюминиевой фольгой толщиной 1,9 мг/см². Этим прибором регистрировалась только суммарная ионизация в кристалле. Измерения производились на расстояниях 8÷150 тыс. км от центра Земли. В результате измерений было получено пространственное расположение внешней зоны и изучен более детально состав излучения во внешней зоне. Оказалось, что эффективная энергия электронов в районе максимума составляет около 25 кэв., а на границе зоны - около 50 кэв..

Сопоставление показаний всех приборов, установленных на первой космической ракете, позволяет установить, что максимум интенсивности достигается на расстоянии 26 тыс. км от центра Земли. На расстоянии 55 тыс. км интенсивность излучения практически становится равной нулю (по отношению к фону постоянного космического излучения). Кроме зависимости от расстояния, интенсивность излучения существенным образом определяется тем, на какой магнитной силовой линии производится измерение. Установлено, что поток частиц не направлен в одну сторону. Частицы совершают колебания вдоль магнитных силовых линий из одного полушария в другое, испытывая полное отражение при приближении к Земле по закону:

(4.20)

где θ - угол между вектором скорости частицы и вектором магнитного поля в данной точке траектории.

Таким образом, внешнюю зону по данным первой космической ракеты следует представлять расположенной в пространстве между магнитными силовыми линиями 55° и 67°. Максимальная интенсивность наблюдается на силовой линии 62° (рис. 140). За пределами внешней зоны (66÷150 тыс. км) на первой космической ракете производилось измерение первичного космического излучения, на которое магнитное поле Земли на таких расстояниях не оказывает никакого влияния. Это означает, что либо магнитное поле Земли на расстояниях 10 радиусов "исчезает", либо в космосе отсутствуют частицы, которые могут отклоняться магнитным полем порядка 3⋅10^-4э.

Поток первичных космических лучей составляет 2,3 ± 0,1 частиц/см²⋅сек. Интенсивность фотонов составляет в интервале 45 ± 450 кэв. 3,2 ± 0,1 фотон/см²⋅сек и в интервале 450 ± 4500 кэв. 1 ± 0,1 фотон/см²⋅сек. Поток энергии фотонов весьма мал и практически не дает никакого вклада в ионизацию (см. рис. 140).

Рис. 140. Траектория движения первой советской космической ракеты в геомагнитных координатах. Вдоль траектории указано московское время полета и интенсивность излучений (вертикальные линии, опирающиеся на траекторию) в данной точке (по измерениям ионизации в кристалле йодистого натрия). Изображены магнитные силовые линии, пересекающие поверхность Земли на геомагнитных широтах 50, 55, 60, 65 и 70°. Штриховкой обозначен внешний пояс, точками - внутренний

На второй космической ракете была установлена разнообразная аппаратура, с помощью которой удалось провести еще более углубленные исследования во внешней зоне, а также исследования по обнаружению поясов радиации вокруг Луны. Весь комплект аппаратуры состоял из газоразрядных и сцинтилляционных счетчиков. Они располагались как внутри контейнера, так и вне его.

Внутри контейнера был расположен один сцинтилляционный счетчик, регистрирующий полную ионизацию и темп счета импульсов (соответствующих энерговыделению в кристалле: I ≥ 60 кэв., II ≥ 600 кэв., III ≥ 3,5 Мэв) и два газоразрядных счетчика с дополнительными экранами, у одного счетчика - медный толщиной 1,5 кэв., у другого - свинцовый и алюминиевый толщиной соответственно 3 и 1 мм. Все три прибора находились внутри оболочки толщиной 1 г/см² алюминия. Кроме того, около 20% полного телесного угла было закрыто веществом толщиной 10 г/см².

Вне контейнера были расположены два сцинтилляционных счетчика. Один из них регистрировал полную ионизацию и был закрыт со стороны свободного пространства алюминием толщиной 1,2 мг/см², другой-регистрировал полную ионизацию и темп счета импульсов соответствующих энерговыделению: I ≥ 45 кэв., II ≥ 450 кэв.. Кристалл этого счетчика был экранирован 1 г/см², алюминия, а большим количеством вещества (∼10 г/см²) было закрыто лишь около 5% полного телесного угла. Вне контейнера были расположены также три газоразрядных счетчика. Первый был экранирован 3 мм - свинца плюс 1 мм алюминия с окошком площадью 0,28 см², второй с таким же экраном, но с окошком площадью 1,6 см², закрытым медной фольгой толщиной 0,2 мм, третий с таким же экраном и окошком площадью 1,6 см², закрытым медной фольгой толщиной 0,5 мм. Кроме того, окошки всех трех счетчиков были снаружи закрыты алюминиевой фольгой толщиной 0,2 мм. Толщина стенок всех счетчиков составляла 50 мг/см² нержавеющей стали. Второй и третий газоразрядные счетчики, расположенные внутри контейнера, работали только в зоне высокой интенсивности. После выхода из зоны высокой интенсивности происходило переключение каналов телеметрии, передававших данные газоразрядных счетчиков, на передачу информации, поступающей от сцинтилляционных счетчиков.

Установленная на борту второй космической ракеты аппаратура позволила получить новые дополнительные данные о пространственном расположении внешней зоны радиации.

На рис. 141 изображено расположение максимумов зоны высокой интенсивности по данным первой и второй космических ракет. Как уже говорилось, максимум внешней зоны радиации 2 января наблюдался на расстоянии 27 тыс. км на силовой линии 62°. 12 сентября максимум наблюдался на расстоянии 17 тыс. км от центра Земли на силовой линии 59°. Причины этого обстоятельства могут быть различными. Это, во-первых, разное расположение траекторий 2 января и 12 сентября относительно направления на Солнце, что могло вызвать систематическую деформацию магнитного поля Земли; во-вторых, деформация пояса могла быть обусловлена переменным характером корпускулярных потоков, а следовательно, переменным характером инжекции частиц в радиационную зону. В пользу последнего обстоятельства говорит различие в спектре частиц, зарегистрированных 2 января и 12 сентября 1959 г.

Рис. 141. Максимум зоны высокой интенсивности по данным первой и второй космических ракет

Результаты измерений состава частиц внешнего пояса на второй космической ракете подтверждают данные первой космической ракеты о том, что частицы с пробегом в несколько г/см² отсутствуют во внешнем радиационном поясе. Существенно новые данные получены по показаниям газоразрядных счетчиков, помещенных внутри контейнера и экранированных дополнительными фильтрами из меди и свинца. Оба счетчика регистрировали фотоны с энергией более 400 кэв.. Анализ показаний газоразрядных счетчиков позволяет считать, что существуют две разобщенные группы частиц: электроны с энергией 20 кэв. и электроны с энергией 2 Мэв (либо протоны с энергией - 10 Мэв).

По-видимому, механизм образования обеих групп существенно различный.

Одной из важнейших задач при запуске космической ракеты 12 сентября было обнаружение поясов радиации Луны. Результат получен отрицательный: при подлете к Луне вплоть до расстояния 1000 км от ее поверхности не обнаружено возрастание интенсивности радиации в пределах 10% от космического фона.

Таким образом, можно считать, что практически лунного радиационного пояса не существует.

На третьем искусственном спутнике Земли и космических ракетах была установлена аппаратура для измерения тяжелых ядер в первичном космическом излучении. Чувствительным элементом прибора служил так называемый черенковский счетчик, состоящий из плексигласового детектора и фотоумножителя. Один из таких приборов показан на рис. 142.

Рис. 142. Прибор для измерения количества тяжелых ядер в космическом излучении

Определение заряда частицы производится в черенковском счетчике путем измерения интенсивности свечения, которая пропорциональна квадрату заряда (см. главу 2).

Прибор, установленный на третьем искусственном спутнике, регистрировал ядра с кинетической энергией больше 3⋅10⁸эв/нуклон. Прибор был настроен на регистрацию двух групп ядер: с зарядом более 15-20 и с зарядом более 30-40. Обработка данных о работе прибора за 9 суток показала, что через прибор в среднем проходило за минуту 1,22 ± 0,8 частицы c Z > 15-20. За все 9 суток был отмечен лишь один случай срабатывания канала, настроенного Ha Z > 30-40. Проведенная оценка показала, что максимальное число ядер c Z > 30-40, прошедших через черенковский счетчик, не превышает 1-3. Отсюда следует, что поток ядер с Z > 30-40 составляет не более 0,03% от потока ядер с Z > 15-20. Таким образом, следует считать, что поток тяжелых ядер мал, и указание на существование потока ядер с Z > 30, сравнимого по величине с потоком ядер группы железа, не подтверждается.

На второй космической ракете были установлены черенковские счетчики для регистрации α-частиц, ядер с Z > 5 и Z > 15. Счетчик для регистрации α-частиц находился вне герметизированного контейнера, остальные внутри него. Толщина оболочки контейнера не превышала 1 г/см² алюминия. Установленные счетчики регистрировали ядра с полной энергией более 1,3⋅10⁹эв/нуклон. Каналы, по которым передавалась информация о регистрации ядер, были рассчитаны на определенные пороговые значения энергии, по которым можно производить счет α-частиц и ядер с Z > 5 и Z > 15.

Кроме каналов счета ядер, имелся канал для регистрации интенсивности всех заряженных частиц в радиационных поясах, так называемый индикатор излучения. Индикатор излучения, помимо регистрации заряженных частиц малой энергии (электроны с энергией 15-20 кэв.), создающих рентгеновское излучение в оболочке контейнера, к которому чувствительны фотоумножители черенковских счетчиков, мог также регистрировать электроны, прошедшие через оболочку контейнера и имеющие кинетическую энергию больше 2 Мэв. По черенковскому излучению регистрировались протоны и ядра с полной энергией больше 1,3⋅10⁹эв/нуклон.

На рис. 143 показан ход интенсивности излучения, регистрируемый индикатором излучения, в зависимости от расстояния. Кривая 1 получена во время полета первой космической ракеты и свидетельствует о наличии максимума интенсивности излучения на расстоянии 22 тыс. км от поверхности Земли; кривая 2 получена во время полета второй космической ракеты и свидетельствует о наличии максимума интенсивности излучения на расстоянии 10 тыс. км от поверхности Земли. Из этих кривых, как и из сопоставления данных люминесцентных счетчиков (см. выше), видно, что максимум интенсивности излучения, как и весь радиационный пояс, полученный во время полета второй космической ракеты, сместился по направлению к Земле по сравнению с максимумом, зарегистрированным при полете первой космической ракеты.

Рис. 143. Ход интенсивности излучения, регистрируемого черепковским счетчиком, установленным на первой и второй космических ракетах

Вне внешнего радиационного пояса индикатор излучения регистрировал только протоны первичных космических лучей. Регистрируемый поток равен 2-4 частицы/см²⋅сек.

В окрестности Луны и при подлете к ней индикатор не обнаружил заметного увеличения интенсивности. Этот результат согласуется с данными, полученными с помощью люминесцентных счетчиков. Информация по каналам, регистрирующим α-частицы и ядра с Z > 5 и Z > 15, указывает на то, что средние значения потоков α-частиц и указанных групп ядер на больших расстояниях от Земли не меняются с расстоянием. Для α-частиц получено приблизительное значение потока 140 ± 10 ± 150 ± 10 частиц/ м²⋅сек⋅стер.) для ядер с Z > 5 10,0 ± 0,3 частиц/м²⋅сек⋅стер.; для Z > 15 0,37 ± 0,06 частиц/м²⋅сек⋅стер, при определенных значениях геометрического фактора черенковских счетчиков^*.

* (Геометрическим фактором в данном случае называется величина, имеющая размерность [см²⋅стер.], произведение которой на величину потока [частиц/см²⋅сек⋅стер.] равно числу отсчетов счетчика в 1 сек.)

При полете второй космической ракеты было обнаружено одно интересное явление, а именно: 12 сентября 1959 г. в 11 час. 27 мин. по мировому времени число попадавших в счетчики ядер с Z ≥ 15 возросло в 11,8 раза (11,8 ± 0,7) по сравнению со средней интенсивностью. Это возрастание продолжалось около 17 минут. Число ядер C Z ≥ 2 И Z ≤ 5 возросло за это же время соответственно в 1,3 ± 0,1 и 1,5 ± 0,3 раза.

Анализ этого явления показал, что оно связано с процессами, происходящими на Солнце: в интервале времени, близко совпадающем с повышением интенсивности ядерной компоненты, с помощью наземных станций были зарегистрированы две хромосферные вспышки, а также всплеск радиоизлучения.

Сопоставление этих данных наводит на мысль, что на Солнце, по-видимому, протекают процессы, в которых ядра ускоряются до энергий, превышающих 1,5⋅10⁹эв/нуклон.

Существенно новые результаты по изучению космических лучей получены при полетах второго и третьего кораблей-спутников.

Как известно, орбита кораблей-спутников располагалась на высотах 200-300 км. В результате измерений получена карта распределения интенсивности по всему земному шару. Из этой карты следует, что вблизи экватора интенсивность излучения сравнительно невелика. На экваторе присутствуют частицы космических лучей больших энергий. При удалении от экватора к большим широтам интенсивность излучения растет. Это происходит по той причине, что вдали от экватора к Земле из космоса проникают не только частицы высоких энергий, но также частицы космических лучей, обладающие меньшей энергией, чем это необходимо для достижения экватора.

На широте, превышающей 50°, наблюдается повышение числа электронов. Это начало внешнего радиационного пояса Земли. При приближении к магнитному полюсу Земли интенсивность излучения опять падает: сюда не проникают частицы радиационного пояса, а только космические лучи.

Наконец, эта же карта показывает на значительное увеличение интенсивности излучений в районе Южной Атлантики. По-видимому, обнаруженное явление связано с существованием там аномалий магнитного ноля Земли.

Исследования межпланетного газа с помощью ионных ловушек

На всех трех советских космических ракетах были поставлены опыты по изучению ионизированного газа в межпланетном пространстве и в самых внешних частях земной атмосферы. Для этой цели были разработаны специальные приборы - трехэлектродные ловушки заряженных частиц.

На космической ракете, запущенной 12 сентября 1959 г., были установлены четыре ловушки с различными потенциалами внешних сеток: +15 в, 0 в, -5 в и -10 в. Положительный ток мог вызываться лишь ионами, причем их энергия могла быть оценена из сравнения показаний всех ловушек. Если же во всех ловушках одновременно регистрировался отрицательный ток, то это означало, что он был вызван потоками электронов. В этом случае энергия каждого электрона превышала 200 эв, так как только такие электроны могли пройти через тормозящий потенциал, поданный на внутреннюю сетку ловушки.

В результате измерений, проведенных на трех советских ракетах при помощи ловушек, был получен огромный экспериментальный материал. Только во время полета советской космической ракеты в сентябре 1959 г. было передано на Землю при помощи телеметрии около 12 тыс. измерений токов ловушек.

Остановимся на основных научных результатах исследований с помощью ловушек. На рис. 144 приведен график зависимости концентрации ионов от расстояния, которое исчисляется в километрах от поверхности Земли. Из приведенной на этом рисунке схемы можно сделать два основных вывода.

Рис. 144. График зависимости концентрации ионов от расстояния

1. Земля окружена весьма протяженной и очень разреженной атмосферой, состоящей из ионизированного газа. Эту атмосферу мы с полным правом можем назвать "земной короной" или "геокороной". Концентрация ионов в геокороне - порядка нескольких сот положительно заряженных частиц в 1 см³. Для сравнения скажем, что концентрация ионов земной атмосферы на высоте около 300 км достигает 1-2 миллионов в 1 см³.А у поверхности Земли концентрация молекул атмосферы выражается колоссальным двадцатизначным числом. Из характера изменения концентрации ионов с расстоянием от поверхности Земли можно сделать вывод, что геокорона состоит из водорода. Геокорону можно проследить вплоть до расстояний от поверхности Земли в 22 тыс. км. Имеются, однако, основания полагать, что протяженность геокороны - величина изменчивая. Она может зависеть от ряда обстоятельств, главным образом от солнечной активности.

2. В межпланетном пространстве на расстояниях, превышающих 22 тыс. км от поверхности Земли, измеримой концентрации ионизованного газа не обнаружено. Отсюда, учитывая точность опыта, можно сделать вывод, что, если в межпланетном пространстве и есть ионизированный газ, его концентрация заведомо меньше, чем сто ионов в 1 см³. По имеющимся косвенным данным, основывающимся на анализе токов ловушек, концентрация межпланетного ионизированного газа должна быть еще значительно меньше этой величины.

3. На расстояниях от поверхности Земли от 45 до 80 тыс. км обнаружены потоки электронов с энергиями, превышающими 200 эв, с плотностью потока N ∼ 10⁸ частиц на 1 см², в секунду. Эти потоки свидетельствуют о существовании самого внешнегэ пояса заряженных частиц, окружающего Землю, состоящего из частиц сравнительно малых энергий и расположенного за радиационными поясами.

Впоследствие магнитные измерения, проведенные на американских космических объектах, показали, что в области пространства, где находится самый внешний пояс, имеется ток, вызывающий искажения магнитного поля Земли. Этот ток, по-видимому, является дрейфовым током электронов в самом внешнем поясе, возникающим из-за неоднородности магнитного поля.

Измерение магнитного поля вблизи Земли и Луны

Для осуществления геомагнитных измерений в ионосфере Земли и вне ее на третьем советском спутнике был установлен магнитометр саморегистрирующего типа с магнитно-насыщенными датчиками. Описание работы такого магнитометра содержится в главе 2.

Разработанный для третьего спутника магнитометр (рис. 145) обеспечивал измерения напряженности магнитного поля Земли с высокой точностью на любой магнитной широте, при любой ориентации спутника, был полностью автоматизирован.

Рис. 145. Магнитометр, установленный на третьем спутнике

Магнитометр имел также специальное приспособление, позволявшее получать сведения об изменении ориентации спутника в пространстве (по отношению к вектору магнитного поля) и об изменении характера вращения спутника. Диапазон измерения прибора составлял 48 тыс. γ. Скорость отработки сервосистемы равнялась 40-45 град/сек; средний угол нуль-пункта около 2 γ в час. Нуль-пункт магнитометра был определен сравнением с протонным магнитометром. Максимальное значение магнитной девиации составляло около 3 тыс. γ. Измерения производились на высотах 250-750 км, т. е. в области ниже и выше главного максимума ионизации слоя F₂. На записях зафиксирована магнитная помеха, период которой совпадает с периодом прецессии спутника. Зная ориентацию спутника, основную часть этой помехи можно исключить.

Магнитные исследования на третьем советском спутнике убедительно доказывают наличие ионосферных источников, вызывающих вариации, связанные с возмущением магнитного поля Земли. Анализ полученного материала указывает на наличие кратковременных, быстрых изменений магнитного поля, совпадающих по времени с прохождением спутника через слой F₂ ионосферы (рис. 146). При этом обнаружено 20 случаев кратковременных (5-8 сек.) отрицательных и положительных пиков изменения магнитного поля Земли. Их можно отнести за счет пространственных неоднородностей в ионосферных токовых системах локального характера, пересекаемых спутником.

Рис. 146. Характерная запись кратковременного изменения магнитного поля

Новые данные получены при исследовании постоянного магнитного поля Земли, особенно при пролетах спутника над районом Восточно-Сибирской аномалии, так называемым азиатским максимумом напряженности геомагнитного поля. Как показывает анализ полученных данных, величина этой аномалии затухает с высотой очень медленно.

По показаниям двух потенциометрических датчиков, характеризующих угловые перемещения корпуса спутника, можно получить численную величину относительного изменения положения спутника в пространстве для любого момента времени. Из этих данных следует, что спутник совершал прецессионное движение с периодом Т = 136 сек. Кроме того, спутник вращался вокруг собственной оси со скоростью около 0,35 град/сек. Эти результаты имеют важное значение для интерпретации показаний других приборов, установленных на спутнике.

На первой и второй космических ракетах были проведены магнитные измерения на расстояниях нескольких земных радиусов, а также в окрестности Луны. Эти измерения имеют важное значение для геофизических исследований, в частности, для экспериментальной проверки существующих теорий магнитных бурь и полярных сияний.

Измерения на первой космической ракете производились трехкомпонентным магнитометром с магнито-насы-щенными датчиками четных гармоник (см. главу II). Общий вид такого датчика показан на рис. 147. Диапазон измерения по каждому датчику был равен ± 3000 γ. Уход нуля магнитометра не превосходил 20 γ за сутки непрерывной работы. Чувствительность каждого из каналов магнитометра была равна 600 в. Суммарная девиация от магнитных деталей ракеты не превосходила 70 γ и была известна для каждого датчика.

Рис. 147. Датчик магнитометра, установленного на первой космической ракете

На рис. 148 показана экспериментальная кривая напряженности магнитного поля Земли в зависимости от расстояния, а также теоретическая кривая поля диполя.

Рис. 148. Изменение магнитного поля Земли с высотой: 1 - вычисленные значения; 2 - измеренные значения

Сопоставление измеренных и вычисленных значений поля показывает, что на участке полета от 15 до 30 тыс. км от центра Земли измеренные значения существенно отличаются от вычисленных. Расхождение истинного поля от поля диполя уже на расстоянии около 14 700 км равно 300 γ. Здесь наблюдается резкое уменьшение магнитного поля Земли с расстоянием. Разность между истинным полем и вычисленным из потенциала Земли достигает своего максимального значения на расстоянии 19-20 тыс. км и равняется 800 γ.

В дальнейшем измеренное значение поля возрастает, достигая максимума на расстоянии 22 тыс. км и последующего максимума на расстоянии 23 тыс. км.

Полученный результат имеет большое научное значение. Он позволяет утверждать, что магнитное поле Земли на расстояниях 3-4 земных радиусов не определяется только значениями, вычисленными из магнитного потенциала Земли (поля диполя), но зависит и от внешних источников.

На второй космической ракете, запущенной на Луну 12 сентября 1959 г., были установлены более чувствительные магнитометры того же типа, что и на первой ракете. Чувствительность магнитометров составляла 115 γ/в телеметрической системы. При этом диапазон измерений был уменьшен, что явилось причиной того, что измерения магнитного поля Земли на второй космической ракете начались примерно с высоты 18 тыс. км от центра Земли.

Магнитные измерения на второй космической ракете производились более часто, чем на первой. Опрос магнитометров производился в течение 3-беек, и затем повторялся периодически примерно через полминуты.

На рис. 149 изображены кривые, полученные на первой и второй космических ракетах. Как уже указывалось выше, измерения на второй космической ракете обнаружили нестабильность внешней части радиационной зоны: во время полета 12 сентября 1959 г. максимум ее был расположен ближе к Земле, чем во время полета 2 января 1959 г. Вследствие этого уменьшение интенсивности геомагнитного поля при измерениях на второй космической ракете не было обнаружено, так как ожидаемые магнитные эффекты находились в области поля, где величина напряженности выходила за пределы измерения магнитометра. В настоящее время идет широкая дискуссия среди астрофизиков и геофизиков о природе радиационных поясов и о причинах магнетизма радиационных поясов.

Рис. 149. Значения напряженности магнитного поля Земли, полученные разными методами: 1 - измеренные значения (первая космическая ракета); 2 - измеренные значения (вторая космическая ракета); 3 - вычисленные значения

Полет второй космической ракеты на Луну и магнитные измерения в непосредственной близости от Луны не обнаружили какого-либо заметного увеличения напряженности магнитного поля. Магнитограммы, полученные с прилунного участка, были подвергнуты тщательному статистическому анализу. Это позволило сделать вывод: если бы у Луны существовало магнитное поле более 100 у, то оно было бы обнаружено. Следовательно, можно утверждать, что у Луны отсутствует магнитное поле, превосходящее по своей величине погрешности измерений. Поэтому попытки объяснения некоторых геофизических явлений влиянием магнитного поля Луны должны теперь рассматриваться как абсолютно необоснованные.

Изучение микрометеоров

Для исследования метеорных частиц на третьем искусственном спутнике Земли и космических ракетах была установлена аппаратура, состоящая из баллистических пьезодатчиков (из фосфата аммония) и усилителя-преобразователя (см. главу 2). Общий вид аппаратуры показан на рис. 150. Аппаратура обеспечивала регистрацию числа ударов частиц, а также регистрацию их энергии, измеряемой по величине импульса материала датчика, выбрасываемого при взрыве метеорной частицы на его поверхности:

(4.21)

где J - импульс "выброса";

Е. - кинетическая энергия частицы;

А - коэффициент пропорциональности.

Рис. 150. Аппаратура для исследования метеорных частиц, установленная на третьем спутнике

Если при этом принять среднюю скорость частицы 40 км/сек, то можно определить массы регистрируемых частиц.

На третьем искусственном спутнике Земли были установлены датчики соударений общей площадью 3410 см², включая корпус датчика. Разделение сигналов по амплитуде производилось путем преобразования сигналов с части усилителя на счетную схему каждого амплитудного диапазона, собранную по системе двойного счета. Это позволяло подсчитывать число сигналов в каждом амплитудном диапазоне после соответствующего накопления числа ударов.

На первой и второй космической ракетах были установлены датчики общей площадью 0,2 м², а на третьей - 0,1 м².

Аппаратура, установленная на первой космической ракете, была отградуирована на регистрацию частиц с массами: I - 2,5⋅10^-9 ÷ 1,5⋅10^-8i>г; II - 1,5⋅10^-8 ÷ 2⋅10^-7г; III > 2⋅10^-7г.

На второй и третьей космических ракетах не производилось накопление ударов, а регистрировался каждый удар отдельно. Аппаратура, установленная на второй космической ракете, была отградуирована на регистрацию частиц с массами: I - 2⋅10^-9÷6⋅10^-9г; II - 6⋅10^-9÷1,5 ⋅10^-8г; III > 1,5⋅10^-8 г, а на третьей космической ракете: I - 10^-9÷3⋅10^-9 г; II - 3⋅10^-9÷8⋅10^-9 г; III > 8⋅10^-9 г.

Результаты измерений на третьем искусственном спутнике Земли и космических ракетах представлены в табл. 34.

Таблица 34. Результаты измерений на третьем искусственном спутнике и космических ракетах

Из рассмотрения приведенной таблицы можно сделать некоторые выводы:

1. Плотность метеорной материи в окрестности Земли не постоянна - она меняется в пространстве.

2. Наибольшее число зарегистрированных ударов приходится на частицы с массами от (3 + 8)10^-9 до (2 + 3)10^-8г и меньше.

Эти результаты показывают, что метеорная и микрометеорная опасность является малой.

Биологические исследования

На втором советском искусственном спутнике Земли был про медико-биологический эксперимент по изучению жизнедеятельности живого организма в условиях космического полета, одной из основных особенностей которого является состояние невесомости. С этой целью на спутнике была размещена герметическая кабина с подопытным животным - собакой Лайкой. В кабине имелось оборудование для создания условий, необходимых для нормальной жизнедеятельности животного при продолжительном полете, а также аппаратура для регистрации его физиологических функций (см. главу 2).

Данные, полученные в результате этого эксперимента, имеют большую научную ценность. Большой интерес представляют данные о поведении и состоянии животного на участке выведения спутника на орбиту, особенностью которого является наличие значительных перегрузок, а также вибраций и шума от работающего двигателя ракеты. Поведение и состояние животного при выведении спутника на орбиту зарегистрировано достаточно полно.

На основании полученной по радиотелеметрической системе информации можно установить, что до определенной величины перегрузки животное противостояло возрастанию кажущегося веса тела и сохраняло свободу движений головы и туловища. Затем оно оказалось прижатым к полу кабины и сколько-нибудь заметных его движений зарегистрировано не было. Частота сердечных сокращений непосредственно после старта возросла по сравнению с исходной приблизительно в 3 раза (рис. 151). Однако анализ записей биотоков сердца (электрокардиограмма) указывает на отсутствие каких-либо болезненных признаков (рис. 152). Имела место типичная картина учащения сердцебиения, так называемая синусовая тахикардия.

Рис. 151. Кривая частоты сердечных сокращений собаки Лайки в различные моменты полета

Рис. 152. Запись электрокардиограммы собаки Лайки в состоянии невесомости, полученная на втором спутнике

К концу участка выведения, несмотря на возрастание перегрузки, частота сердцебиений начала уменьшаться. Частота дыхания животного на участке выведения превышала исходную в 3-4 раза. По мере увеличения кажущегося веса животного затруднялись дыхательные движения грудной клетки, в результате чего дыхание его становилось более поверхностным и частым.

Имеются все основания полагать, что указанные изменения в состоянии физиологических функций животного связаны с внезапным воздействием на организм достаточно сильных внешних раздражителей - перегрузок, шума, вибраций. Анализ полученных данных и их сопоставление с результатами предшествовавших лабораторных опытов позволяют утверждать, что полет на участке выведения животное перенесло вполне удовлетворительно.

После выведения спутника на орбиту наступило состояние невесомости. Тело животного в этих условиях при сокращении мышц конечностей легко отталкивалось от пола кабины. Судя по имеющимся записям, эти движения были непродолжительными и плавными. Частота дыхания стала снижаться. Частота сердечных сокращений также последовательно уменьшалась, приближаясь к исходной величине. Однако время, в течение которого происходила нормализация сердцебиения, оказалось примерно втрое большим, чем при лабораторных опытах, в которых животное подвергалось действию таких же ускорений, как и при выведении на орбиту. По всей вероятности это объясняется влиянием состояния невесомости, при котором чувствительные нервные образования, сигнализирующие о положении тела в пространстве, не испытывали достаточного влияния внешних раздражителей, что в свою очередь привело к изменению функционального состояния нервной системы и определило некоторое удлинение периода нормализации частоты сердцебиений и дыхания.

Анализ электрокардиограммы, снятой в состоянии невесомости, вскоре после выведения спутника на орбиту, выявил некоторые изменения конфигурации ее элементов и продолжительности отдельных интервалов. Однако эти изменения не носили патологического характера и были связаны с повышенной функциональной нагрузкой в период, предшествующий состоянию невесомости. Картина электрокардиограммы отражала временные нервно-рефлекторные сдвиги в регуляции сердечной деятельности. В последующем наблюдалось все большее приближение электрокардиограммы к той, которая характерна для исходного состояния животного. Двигательная активность животного, несмотря на необычное состояние невесомости, была умеренной.

Нормализация функциональных показателей кровообращения и дыхания в условиях невесомости со всей очевидностью свидетельствует о том, что этот факт сам по себе не вызвал каких-либо существенных и стойких изменений состояния физиологических функций животного. Сколько-нибудь определенного суждения о воздействии космической радиации на подопытное животное составить не удалось. Какой-либо физиологический эффект ее действия непосредственно не был обнаружен.

Полученные на втором спутнике и кораблях-спутниках результаты биологического эксперимента со всей очевидностью показывают, что условия космического полета переносятся животным удовлетворительно^*. Положительный в этом смысле итог эксперимента позволяет продолжить и расширить исследования, целью которых является создание условий, безопасных для здоровья и жизни человека в космическом полете.

^* (О полетах животных на кораблях-спутниках см. главы VI и VII.)

Первые фотографии обратной стороны Луны

Период вращения Луны вокруг своей оси совпадает с периодом ее обращения вокруг Земли, и поэтому Луна обращена к Земле всегда одной и той же стороной. Наличие так называемых либрации Луны, т. е. периодических колебаний Луны около ее центра, видимых для земного наблюдателя, позволило исследовать и занести на карты 59% ее поверхности. Некоторые лунные образования расположены на самом краю видимого диска, причем часть их бывает видима лишь при соответствующих либрациях Луны. Все эти краевые зоны видны с большими искажениями, вызванными перспективой.

Выбранное время фотографирования позволило автоматической межпланетной станции получить снимки большей части невидимой с Земли поверхности Луны и небольшой области с уже известными образованиями (рис. 153-155). При этом к станции был обращен почти полностью освещенный Солнцем диск Луны. В подобных условиях освещения лунной поверхности ее образования не дают теней и некоторые детали делаются малозаметными. Наличие на фотографиях части видимой с Земли области Луны позволило никогда ранее не наблюдавшиеся, расположенные на обратной стороне Луны объекты привязать к уже известным и таким образом определить их селенографические координаты. На фотографии граница между видимой и невидимой с Земли частями Луны обозначена пунктиром. Среди объектов, сфотографированных с борта межпланетной станции и видимых с Земли, имеются Море Гумбольдта, Море Кризисов, Краевое Море, Море Смита, часть Южного Моря и др.

Рис. 153. Фотография обратной стороны Луны, полученная с борта автоматической межпланетной станции

Рис. 154. Фотография обратной стороны Луны, полученная с борта автоматической межпланетной станции

Рис. 155. Распределение объектов на невидимой с Земли стороне Луны: 2 - большое кратерное море диаметром 300 км - море Москвы; 2 - залив Астронавтов в море Москвы; 3 - продолжение Южного моря на обратной стороне Луны; 4 - кратер Циолковский; 5 - кратер Ломоносов; 6 - кратер Жолио-Кюри; 7 - горный хребет Советский; 8 - море Мечты. Сплошная линия - лунный экватор, пунктирная - граница видимой и невидимой с Земли частей Луны. Римскими цифрами обозначены объекты видимой части Луны: I - море Гумбольдта; II - море Кризисов; III - Краевое море; IV - море Волн; V - море Смита; VI - море плодородия; VII - Южное море

Эти моря, расположенные у самого края Луны, еще видимые при наблюдении с Земли, кажутся нам вследствие перспективного искажения узкими и длинными, и истинная форма их до настоящего времени не была определена. На фотографиях, полученных с борта межпланетной станции, эти моря расположены далеко от видимого края Луны и их форма незначительно искажена перспективой.

На основании предварительного исследования имеющихся снимков можно заметить, что на невидимой части лунной поверхности преобладают горные районы, в то время как морей, подобных морям видимой части, очень мало. Резко выделяются кратерные моря, лежащие в южной и приэкваториальной областях.

Из морей, расположенных вблизи края видимой части, на фотографиях отчетливо различаются почти без искажений Море Гумбольдта, Краевое Море, Море Смита и Южное Море. Оказалось, что Южное Море значительной своей частью расположено на обратной стороне Луны, причем границы его имеют неправильную извилистую форму.

Море Смита по сравнению с Южным Морем имеет более округлую форму, и с южной стороны в него врезается гористая область. Море Смита значительной своей частью также простирается на обратной стороне Луны. Краевое Море имеет вытянутую форму и в противоположном от Моря Кризисов направлении имеет углубление. Как и Море Смита, оно продолжается на обратной стороне Луны. Своеобразную грушевидную форму имеет Море Гумбольдта.

Вся область, примыкающая к западному краю обратной стороны Луны, имеет отражательную способность, промежуточную между горными областями и морями. По отражательной способности она сходна с областью Луны, расположенной между кратерами Тихо, Петавиусом и Морем Нектара.

На юго - юго-восток от Моря Гумбольдта на границе указанной области идет горная цепь общей протяженностью свыше 2 тыс. км, переходящая через экватор и простирающаяся в южное полушарие. За горной цепью простирается, по-видимому, материковый щит с повышенной отражательной способностью.

В области, расположенной между 20° и 30° северной широты и 140° и 160° западной долготы, находятся Кратерное море диаметром около 300 км. В южной части это море заканчивается заливом. В южном полушарии, в районе с координатами широта -30° и долгота +130°, расположен большой кратер диаметром свыше 100 км с темным дном и яркой центральной горкой, окруженной светлым широким валом.

К востоку от упомянутой выше цепи, в районе +30° северной широты, расположена группа из четырех кратеров среднего размера; наиболее крупный из них имеет диаметр около 70 км. К юго-западу от этой группы, в районе с координатами широта +10° и долгота +110°, отдельно расположен кратер круглой формы. В южном полушарии у западного края имеются две области с резко пониженной отражательной способностью.

Кроме того, на фотографиях имеются отдельные области со слегка повышенной и пониженной отражательной способностью и многочисленные мелкие детали.

На рис. 156 приведена карта обратной стороны Луны.

Рис. 156. Карта обратной стороны Луны

Изучение работы солнечных батарей

Как было сказано выше, на третьем советском спутнике и автоматической межпланетной станции для энергопитания аппаратуры, наряду с химическими источниками тока, были использованы полупроводниковые (кремниевые) солнечные батареи. Установка их явилась первым опытом применения солнечных батарей на искусственных спутниках и космических ракетах в условиях космического пространства.

В вопросе о возможности использования солнечных батарей в условиях космического полета имеется ряд неясных моментов, разрешить которые можно только путем постановки прямых экспериментов. К таким моментам прежде всего относится температурный режим солнечной батареи, точный расчет которого чрезвычайно затруднителен, а также влияние метеорной эрозии на работоспособность кремниевых преобразователей.

Данные работы датчиков, установленных на третьем искусственном спутнике Земли и на автоматической межпланетной станции, позволили получить информацию о температуре солнечной батареи. Средняя температура кремниевых преобразователей колебалась между 16° и 30° С. Учитывая весьма незначительный тепловой контакт датчика с корпусом, можно на основании уже имеющихся материалов утверждать, что при рационально выполненной конструкции выхода из строя фотопреобразователей в результате перегрева не приходится опасаться.

Данные измерений, позволяющие судить о метеорной эрозии, свидетельствуют о том, что стирание покрытий, защищающих поверхность солнечных батарей, происходит медленно и также не может служить причиной выхода батарей из строя. Предварительные выводы можно сделать и о влиянии космической радиации. Работа радиопередатчика "Маяк" в течение многих месяцев подтверждает, что космические излучения, вероятно, не представляют большой опасности для солнечной батареи.

Бесперебойная работа "Маяка" позволяет сделать важнейший вывод о том, что на спутниках Земли уже сегодня рационально использовались солнечные батареи больших мощностей. Опыт показал, что такие батареи выгодны не только для ориентированных, но в ряде случаев и для неориентированных спутников Земли.

Положительные результаты эксперимента по прямому преобразованию солнечной энергии в электрическую вне земной атмосферы, проведенного в большом масштабе на третьем советском спутнике Земли и на автоматической межпланетной станции, имеют исключительное значение для решения проблемы обеспечения работы научной и измерительной аппаратуры спутников и космических ракет в течение практически неограниченного промежутка времени.