Земля – космос – Луна - Самарий Наумович Минчин

высотомер и доплеровский датчик скорости начинают получать сигналы, отраженные по поверхности Луны; расстояние до Луны в этот момент составляет приблизительно 4000 метров.

Дальнейший спуск осуществляется на трех верньерных двигателях, которые управляются по сигналам радиовысотомера и доплеровского датчика скорости. Эти сигналы поступают на электронный блок управления полетом, где вырабатываются команды на дросселирование двигателей, снижающих скорость по мере уменьшения высоты. На расстоянии 4 метров от поверхности Луны скорость аппарата уменьшается до 1,5 метра в секунду; верньерные двигатели выключаются, и аппарат совершает свободное падение в течение 2 секунд.

Удар при посадке смягчается разрушаемыми подушками опор и амортизаторов. В случае особенно жесткой посадки часть энергии гасится также разрушаемыми сотовыми алюминиевыми блоками, расположенными под рамой.

Космический аппарат «Лунар Орбитер»

Космические аппараты «Лунар Орбитер» («Лунный спутник») предназначались для исследования окололунного пространства и фотографирования больших участков лунной поверхности.

Аппарат оборудован фотоустановкой, источниками электропитания, системой ориентации и стабилизации, Двигательной установкой, радиотехническим оборудованием и научными приборами. Масса аппарата – 386 килограммов.

Почти все бортовое оборудование смонтировано на платформе в нижней части аппарата. Двигательная установка и оборудование системы ориентации крепятся к несущей конструкции в верхней части аппарата, где смонтирован экран для защиты от истекающей струи бортового двигателя.

Фотоустановка включает в себя две фотокамеры, обеспечивающие соответственно разрешающую способность 8 метров и 1 метр при съемках с номинальной высоты 46 километров.

Снимки, полученные с помощью одной из камер, предназначены в основном для привязки к видимым с Земли ориентирам снимков, полученных с помощью другой камеры.

Считывание изображения с проявленной и отфиксированной пленки производится с помощью электроннолучевого сканирующего устройства с однострочной разверткой. Снимки, принятые с борта аппарата на станциях слежения, реконструируются построчно на экранах кинескопов и снимаются на 35-миллиметровую пленку.

Система электропитания состоит из солнечных батарей, смонтированных на четырех панелях, и аккумуляторной батареи.

Когда аппарат не освещен Солнцем или освещен не в полной мере, электропитание бортового оборудования обеспечивается никель-кадмиевой аккумуляторной батареей.

Система ориентации и стабилизации может работать от бортового программно-временного устройства (ПВУ) или по командам с Земли. Система включает: инерциальный измерительный блок, солнечные датчики, датчик направления на звезду Канопус, а в качестве исполнительных органов – сопла, работающие на сжатом азоте.

Бортовой ЖРД служит для коррекции на среднем участке траектории, вывода аппарата на селеноцентрическую орбиту и перевода с одной орбиты на другую.

Радиотехническое оборудование включает в себя два передатчика, командный приемник, всенаправленную антенну, вынесенную на стержне, и остронаправленную антенну с параболическим отражателем, также вынесенную на стержне.

Система терморегулирования аппарата пассивная. Вся поверхность аппарата снабжена теплоизоляцией, за исключением оптической части фотокамер и днища, через которое должно отводиться тепло.

Для изучения метеорной обстановки аппарат оснащен 20 детекторами метеорных частиц.

Для изучения радиационной обстановки используются два дозиметра, основным назначением которых является определение радиационной дозы, получаемой фотопленкой. Один из дозиметров измеряет дозу радиации, полученную неэкспонированной пленкой, второй – дозу радиации, полученную экспонированной, но необработанной пленкой. Если эта доза будет приближаться к критической, то вся оставшаяся пленка будет немедленно отснята и обработана.

Для запусков аппаратов «Лунар Орбитер» использовалась двухступенчатая ракета-носитель «Атлас-Аджена

Типовая программа полета предусматривала вывод второй ступени ракеты-носителя с аппаратом на промежуточную круговую геоцентрическую орбиту высотой 185 километров. После 21 – 35 минут обращения на орбите двигатель второй ступени включается вторично, и, проработав 92 секунды, выводит аппарат на траекторию полета к Луне. Ступень от аппарата отделяется, и через 30 секунд после этого развертываются панели с солнечными элементами и антенны. Затем начинается ориентация аппарата: он ориентируется так, чтобы панели с солнечными элементами были обращены к Солнцу, а остронаправленная антенна – к Земле.

Предусмотрена возможность двух коррекций на среднем участке траектории: первая производится через 15 часов, вторая – через 70 часов после старта.

Через 89,5 часа после старта на расстоянии 900 километров от Луны включается бортовой ЖРД для перевода аппарата на начальную селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 200 километров, высотой апоселения 1800 километров и периодом обращения 3,5 часа.

Первые сеансы фотографирования в целях проверки Фотоустановки производятся на начальной орбите. Через несколько суток после вывода аппарата на эту орбиту включается бортовой ЖРД аппарата для перевода его на орбиту с более низким периселением (40 – 50 километров). Апоселений орбиты при этом почти не изменится. После перевода на новую орбиту начинается фотографирование выбранных участков.

После передачи снимков аппарат используется для изучения метеорной и радиационной обстановки у Луны и ее гравитационного поля (по эволюции орбиты).

После того как запас сжатого азота в системе ориентации уменьшится до критического уровня, с Земли подается команда на включение бортового ЖРД для торможения аппарата с таким расчетом, чтобы он упал на Луну.

ИССЛЕДОВАНИЕ ОКОЛОЛУННОГО ПРОСТРАНСТВА

До запуска первой космической ракеты на межпланетные расстояния – автоматической станции «Луна-1» – существовали очень смутные представления о дальности заметного влияния Земли на физические свойства космического пространства.

Точно так же весьма приближенной была количественная оценка важнейших параметров космического пространства (магнитного поля, концентрации заряженных частиц и т. д.) и особенно динамических процессов в нем вдали от Земли, обусловленных главным образом деятельностью Солнца.

Первые же полеты космических аппаратов к орбите Луны показали, что околоземное заатмосферное пространство – весьма сильно отличающееся от межпланетного – простирается существенно дальше, чем это предполагалось ранее. Зона значительного влияния Земли на основные характеристики пространства имеет протяженность в сотни тысяч километров, более всего она вытянута в направлении от Солнца.

Рис. 26. Расположение радиационных поясов Земли:

1, 2, 3 – первый, второй и третий радиационные пояса; 4 – внешние области магнитосферы; 5 – геомагнитный экватор

Указанное влияние нашей планеты на окружающее космическое пространство определяется взаимодействием земного магнитного поля, потоком заряженных частиц от Солнца и межпланетным магнитным полем солнечного происхождения.

Это взаимодействие приводит, во-первых, к образованию радиационных поясов Земли, простирающихся на высоту примерно десяти земных радиусов (рис. 26), и, во-вторых, к своеобразному отличию околоземного космического пространства от межпланетного. По современным представлениям, область заметного влияния Земли на параметры космического пространства распространяется в направлении к Солнцу на 12 – 15 земных радиусов, в перпендикулярном направлении – на 20 – 25 земных радиусов и на расстояния, превышающие радиус лунной орбиты, в ночную сторону (от Солнца).

Первые принципиально новые результаты о наиболее важных параметрах космического околоземного, межпланетного и окололунного пространства были получены в 1959 году с помощью научных автоматических станций «Луна-1», «Луна-2» и «Луна-3».