И ОКОЛОЛУННОГО ПРОСТРАНСТВА
ПО ПРОГРАММЕ PIONEER
1. Программа создания
космических аппаратов Pioneer
Разработка планов создания аппаратов Pioneer началась в конце 1957 г.—начале 1958 г. Работы по программе проводились под руководством NASA (Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства). Планами предусматривалось изучение Луны и окололунного пространства с пролетной траектории и с селеноцентрической орбиты, межпланетного пространства, отработка бортовых систем. Этапы выполнения программы Pioneer приводятся ниже.
* Цифры в скобках соответствуют номерам литературных источников библиографии, приведенной в конце каждой главы.
Запускам космических аппаратов Pioneer предшествовал запуск экспериментального космического аппарата, который специального названия не получил, но имел обозначение Project Able 1. Основная цель запуска—доставка в район Луны космического аппарата и получение телевизионных изображений обратной стороны Луны. Аппарат предназначался так же для измерения космической радиации и напряженности магнитного поля Земли и в пространстве между Землей и Луной, обнаружения магнитного поля Луны и регистрации микрометеорных частиц. Запуск аппарата (рис. 1) произведен 17 августа 1958 г. со стартового комплекса м. Канаверал (с 1963 г.—м. Кеннеди), входящего в состав Атлантического ракетного испытательного полигона (с 1963 г.—Восточный испытательный полигон) ракетой-носителем Thor-Able. Через 77 сек после старта из-за неисправности I ступени ракета-носитель взорвалась на высоте 16 км.
 Рис. 1. Экспериментальный космический аппарат. |
Суммарный вес аппарата — 37,9 кГ, в т. ч. корпуса с тормозным РДТТ—20 кГ, бортового оборудования—17,9 кГ. Аппарат имеет форму двух усеченных конусов, сложенных большими основаниями с цилиндрической проставкой между ними. Высота аппарата — 76,2 см, диаметр большего основания — 73,6 см. Корпус изготовлен из стекловолокна. Система связи включает две штыревые антенны и два передатчика с рабочей частотой 108,06 Мгц и 108,09 Мгц и мощностью 300 мвт и 1 вт, соответственно; второй передатчик имеет пиковую мощность на выходе 50 вт. Первый передатчик предназначен для передачи телеметрических данных, второй — телевизионных изображений обратной стороны Луны. Система энергопитания — на химических батареях.
Ионизационная камера предназначена для измерения суммарной космической радиации в диапазоне 0,5-106 рентген/час. Камера представляет собой цилиндрический алюминиевый сосуд объемом 43 см3, заполненный чистым аргоном под давлением 13,6 атм при температуре 20° С. Камера всенаправленного действия, разработана Университетом штата Айова и Лабораторией космической техники. Магнитометры (3 шт.) предназначены для измерения напряженности магнитного поля Земли и в пространстве между Землей и Луной, а также обнаружения магнитного поля Луны. Рассчитаны на измерение напряженности в диапазоне 10-5-2·10-2 э. Разработаны Лабораторией космической техники. Детектор микрометеорных частиц предназначен для регистрации микрометеорных частиц. Имеет два пороговых уровня чувствительностью 1,5х10-4 гсм/сек и 0,5х10-2 гсм/сек и площадь чувствительной поверхности 0,038 м2. Разработан Кембриджской научно-исследовательской лабораторией ВВС. Сканирующая телевизионная установка предназначена для получения телевизионных изображений обратной стороны Луны. Разработана Испытательной станцией Управления вооружения ВВС.
Головная организация по разработке аппарата — Лаборатория космической техники при участии Управления перспективного планирования научно-исследовательских работ Министерства обороны.
Цель запуска и назначение—как у экспериментального аппарата. Программа исследований предусматривала решение задач в рамках МГГ. Запуск аппарата произведен 11 октября 1958 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Thor-Able. Расчетная скорость не была обеспечена, аппарат не вышел на траекторию полета к Луне и 12 октября упал в южной части Тихого океана. Максимальное удаление от Земли— 113 830 км. После отделения от ракеты-носителя аппарат получил обозначение по международной системе 1958η. Конструкция, состав служебного оборудовании и научной аппаратуры—как у экспериментального аппарата. Вес аппарата — 34,2 кГ.
Основные организации-разработчики те же, что и у экспериментального аппарата, программа исследований разработана ВВС США и Лабораторией космической техники.
Цель запуска и назначение—как у экспериментального аппарата, программа исследований предусматривала решение задач в рамках МГГ. Запуск аппарата произведен 8 ноября 1958 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Thor-Able. В результате неисправности III ступени ракеты-носителя (не включилась двигательная установка) аппарат не вышел на траекторию полета к Луне, вернулся в атмосферу и 8 ноября упал в Атлантический океан недалеко от Африки. Максимальное удаление от Земли — 1550 км.
Конструкция, состав служебного оборудования и научной аппаратуры—как у экспериментального аппарата, за исключением сканирующей телевизионной установки, разработанной Лабораторией космической техники; в состав научной аппаратуры дополнительно включен пропорциональный счетчик. Суммарный вес аппарата—39,2 кГ, в т. ч. бортового оборудования—16,0 кГ. Основные организации-разработчики аппарата, за исключением телевизионной установки, те же, что и у экспериментального аппарата.
 Рис. 2. Космический аппарат Pioneer III (на подставке) |
Основная цель запуска—доставка аппарата на Луну.(попадание в область радиусом 20 тыс. км. вокруг Луны-Хл.) Аппарат предназначался также для изучения радиации во внешней зоне радиационного пояса. Запуск аппарата (рис. 2) произведен 6 декабря 1958 г. с м. Канаверал. Ракета-носитель Juno II не обеспечила расчетную скорость, аппарат не вышел на траекторию полета к Луне. 7 декабря вернулся в атмосферу и сгорел. Максимальное удаление от Земли 102 320 км. После отделения от ракеты-носителя аппарат получил обозначение по международной системе 1958θ.
Суммарный вес аппарата — 5,9 кГ. Аппарат имеет форму конуса высотой 58,4 см и диаметром основания 25 см. Корпус изготовлен из стекловолокна и покрыт золотой пленкой.
Система связи включает (10) передатчик мощностью 180 мвт и рабочей частотой 960,05 Мгц. Антенной служит позолоченный корпус аппарата. Система энергопитания — на химических батареях.
В состав научной аппаратуры входят 2 счетчика Гейгера-Мюллера различных типов для измерения радиации во внутренней зоне радиационного пояса. Счетчики предназначены для измерения интенсивности и протяженности поясов радиации и регистрации электронов, протонов, рентгеновских и гамма-лучей. Счетчиком первого типа служит трубка Гейгера—Мюллера типа Anton 302 со средней защитой 1,0 г/см2 на более, чем 80% поверхности трубки, при минимальной защите 0,67 г/см2. Счетчик второго типа предназначен для разрешения неоднозначных измерений, получаемых при измерениях счетчиком первого типа. Им служит трубка Гейгера—Мюллера типа Anton 213 с защитой приблизительно такой же, как у счетчика первого типа. Оба счетчика разработаны Университетом штата Айова.
Головная организация по разработке аппарата—Лаборатория реактивного движения, программа научных исследований разработана NASA.
Цель запуска и назначение—как у аппарата Pioneer III. Запуск аппарата произведен 3 марта 1959 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Juno II. После выхода на траекторию полета к Луне аппарат получил обозначение по международной системе 1959 ν. 4 марта аппарат достиг района Луны и прошел от нее на расстоянии 60 050 км (расчетное значение-32 000 км). Из-за отклонения от зоны пролета не включился фотоэлектрический датчик спускового механизма устройства фотографирования Луны, и оно не было испытано. Связь с аппаратом поддерживалась в течение 82 час. до расстояния 655 300 км от Земли. При дальнейшем движении аппарат вышел на гелиоцентрическую орбиту с перигельным расстоянием 147,1 млн. км, афелийным расстоянием 173,6 млн. км, наклолением к плоскости эклиптики 0,127° и периодом обращения 406,9 сут. Время существования аппарата — неограниченное. В результате исследований получены данные о космической радиации.
Конструкция, состав слубежного оборудования и научной аппаратуры—как у аппарата Pioneer III, с некоторыми изменениями. Счетчик второго типа снабжен дополнительной защитой: цилиндром из свинца с закрытым сверху дном, закрывающим счетчик сверху, и внутренним цилиндром из нержавеющей стали. Свинцовый цилиндр обеспечил защиту 4,0 г/см2, цилиндр из нержавеющей стали—0,6 г/см2. Вес аппарата— 6,1 кГ.
Основные организации-разработчики аппарата те же, что и для аппарата Pioneer III.
(Atlas-Able 4) (1—5, 7)
Основная цель запуска—вывод аппарата на селеноцентрическую орбиту. Аппарат предназначался для исследования окололунного пространства, получения телевизионных изображений Луны, изучения космических лучей, измерения напряженности магнитного поля Земли и в пространстве между Землей и Луной, обнаружения магнитного поля Луны, регистрации микрометеорных частиц, изучения проблем радиосвязи на больших расстояниях.
Запуск аппарата Pioneer V (рис 3) произведен 26 ноября 1959 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Able с РДТТ ABL-248 в качестве III ступени. На 45-й сек. преждевременно отделился носовой обтекатель, прикрывавший аппарат, и под воздействием аэродинамических сил III ступень с аппаратом оторвалась от ракеты-носителя и упала в Атлантический океан около Африки. Причина отделения обтекателя — сохранение в пространстве под обтекателем давления 1 атм. Для устранения этого явления при последующих запусках аппаратов Pioneer VI в обтекателе просверливалось отверстие.
Состав служебного оборудования—как у аппарата Pioneer VI (см. ниже). Одно из различий—применение двух передатчиков мощностью 5 и 150 вт и оборудования, связанного с телевизионным устройством. Вес аппарата—169 кГ.
Рис. 3. Космический аппарат Pioneer V.
В состав научной аппаратуры входят телевизионное устройство, детекторы космических лучей, магнитометры, детекторы метеорных частиц.
Головная организация по разработке аппарата и научной аппаратуры—Лаборатория космической техники, программа исследований разработана NASA и Управлением баллистических ракет ВВС. Стоимость создания и запуска аппарата Pioneer V—14 млн. долл. Такое же название имел и аппарат, запущенный успешно 11 марта 1960 г. и предназначенный для исследования не Луны, а межпланетного пространства между орбитами Земли и Венеры.
Основная цель запуска—вывод аппарата на селеноцентрическую орбиту. Аппарат предназначался для исследования: окололунного пространства, измерений космической радиации, радиации в радиационном поясе Земли, напряженности магнитного поля Земли и в пространстве между Землей и Луной, обнаружения магнитного поля Луны, изучения солнечной плазмы, определения связи космической радиации и явлений в радиационном поясе Земли с солнечной активностью, регистрации метеорных частиц, измерения температуры поверхности аппарата. Запуск аппарата (рис. 4) произведен 25 сентября 1960 г. с. м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Able с РДТТ ABL-248 в качестве III ступени. До момента выключения двигателя II ступени полет проходил по траектории, близкой к расчетной. Для вывода аппарата на селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 6100 км. и апоселения 9150 км предусматривалось проведение 5 коррекций траектории: 1 коррекция—не позже чем через 60 сек после выключения двигателя III ступени с приращением скорости 0,44 км/сек, еще 3 коррекции с приращением скорости и последняя, 5-я коррекция с уменьшением скорости на 0,9 км/сек и доведением ее до 1,33 км/сек, через 60,5 час. после старта. Однако двигатель II ступени проработал меньше расчетного времени и не обеспечил требуемой скорости, аппарат не вышел на траекторию полета к Луне и 25 сентября упал в Африке.
Рис. 4. Космический аппарат Pioneer VI.
Суммарный вес аппарата—176 кГ. Корпус шаровой формы диаметром 99 см изготовлен из алюминиевого сплава (9). Корректирующая двигательная установка (9) предназначена для коррекции траектории и перевода аппарата на селеноцентрическую орбиту. Вес установки—26 кГ. Двигательная установка двухкамерная, первая камера расположена в передней части аппарата с соплом, обращенным по направлению полета, вторая—с противоположной стороны с соплом против полета. Камеры расположены по оси вращения аппарата, сопла длиной по 20 см выступают за корпус. Топливом служит гидразин (вес 80 кГ), хранящийся в сферическом баке при начальном давлении 28,5 кГ/см2. Для воспламенения в камеры двигательной установки подается четырехокись азота, образующая с гидразином самовоспламеняющуюся смесь; четырехокись азота хранится в 6 бачках объемом по 8 см3, катализатором служит окись аммония. Система подачи топлива — вытеснительная с помощью сжатого азота, хранящегося в двух сферических баллонах при давлении 140 кГ/см2. По мере расходования азота давление в баллонах понижается и в устройство, определяющее длительность импульса при коррекции, автоматически вводится соответствующая поправка. Для подачи топлива в условиях невесомости аппарату придается с помощью 10 микроракетных двигателей вращение вокруг продольной оси, а горловины заборных трубопроводов расположены по «экватору» бака. К первой камере топливо подается по 2 трубопроводам, ко второй — по 4. Камеры имеют тягу от 7,3 до 11,3 кГ в зависимости от давления наддува бака с гидразином. Продолжительность импульса определяется потребной величиной коррекции, максимальный суммарный импульс в направлении полета—3400 кГ/сек, против полета—12 200 кГ/сек. Удельная тяга каждой камеры 230 сек.Степень расширения сопел—50. Установка разработана Лабораторией космической техники.
Система связи включает 2 передатчика мощностью по 1,5 вт с рабочей частотой 378,2 Мгц, 2 приемника и 4 алюминиевые дипольные антенны. В системе терморегулирования (9) использованы активные и пассивные средства. В нескольких местах снаружи корпуса нанесено темное покрытие, прикрываемое четырехлопастными створами белого цвета. При понижении температуры внутри корпуса до минимально допустимого уровня, темные участки открываются и поглощают тепло, при повышении температуры до максимально допустимой эти участки прикрываются лопастями и тепло излучается в пространство.
Система энергопитания имеет химические никель-кадмиевые батареи и солнечные элементы (1800 шт), расположенные на 4-х панелях.
Телескопы тройных совпадений (2 шт.) предназначены для изучения космической радиации высокой и низкой энергий в межпланетном пространстве, именно — определения типа и энергии космических частиц (протонов, электронов, альфа-частиц и более тяжелых частиц), изучения рентгеновских лучей и тормозного излучения. Каждый телеокоп состоит из 7 пропорциональных счетчиков в виде пакета трубок—6 трубок расположены по кольцу вокруг седьмой, центральной трубки; оба телескопа имеют свинцовую защиту 5 Г/см2 вокруг пакета счетчиков. Телескоп для частиц высокой энергии имеет счетчики из меди диаметром 12,6 мм, длиной 76,2 мм и толщиной стенок 0,71 мм; этим телескопом предполагалось регистрировать протоны с энергией E≥75 Мэв, электроны с энергией E≥ 13 Мэв и (центральным счетчиком) тормозное излучение с энергией E≥200 кэв. Телескоп для частиц низкой энергии имеет счетчики из стали с толщиной стенок 2,0 ±0,1 мм и свинцовой защитой на половине длины счетчиков; этим телескопом предполагалось регистрировать протоны с энергией E≥10 Мэв и электроны с энергией E≥0,5 Мэв. Поле зрения телескопов более 180°, их общий вес—4,1 кГ, энергопотребление—0,5 вт. Телескопы разработаны Университетом г. Чикаго.
Ионизационная камера интегрирующего типа, объединенная со счетчиком Гейгера, предназначена для изучения космической радиации. Камера разработана Калифорнийским технологическим институтом и Лабораторией реактивного движения и подобна камере, установленной на аппарате Ranger I, галогенный счетчик Гейгера с трубкой типа Anton 302, разработанный Университетом штата Айова, аналогичен счетчику, устанавливавшемуся на аппарате Pioneer IV. Объединенная аппаратура разработана Университетом штата Миннесота. Ионизационная камера предназначена для изучения радиации в космическом пространстве вне атмосферы Земли. Предполагалась регистрация протонов с энергией E≥10 Мэв, альфа-частиц с энергией E>40 Мэв и электронов с энергией E>0,5 Мэв. Точность измерений ±(0,5-1)%. Камера всенаправленного действия. Энергопотребление—4— 10 мвт. Описание счетчика Гейгера приведено выше для аппарата Pioneer IV. Магнитометр такой же, как на экспериментальном аппарате.
Аппаратура для изучения космических лучей, разработанная Центром космических полетов им. Годдарда, предназначена для изучения природы космических лучей, их вариаций вне магнитного поля Земли, связи солнечной активности с интенсивностью космических лучей, механизма 11-летнего цикла солнечной активности. В таблице 1 приведены характеристики аппаратуры.
Детектор микрометеоритов предназначен для определения плотности потока микрометеоров по траектории полета аппарата и на селеноцентрической орбите. Разработан Центром космических полетов им. Годдарда. Аппаратура для измерения температуры и изучения состояния поверхности аппарата разработана Центром космических полетов им. Годдарда.
Сцинтилляционный счетчик предназначен для регистрации первичных электронов и протонов низкой энергии, он состоит из пластикового сцинтиллятора диаметром около 25 мм и толщиной стенок 6,3 мм, вмонтированного в фотоумножитель Dumont 6467. Счетчик регистрирует электроны с энергией E≥200 кэв и протоны с энергией E≥2 Мэв, разработан Лабораторией космической техники.
| № п/п | Наименование прибора | Назначение | Энергия частиц, Мэв | Вес прибора, кГ | Размер прибора, мм | Энергопотребление, вт |
| 1 | Двойной сцинтилляционный телескоп (состоит из двух детекторов, один из которых—сцинтилляционный счетчик). | Измерение полного потока космических лучей | 0,765 | 508 x 635 | 1,25 | |
| Измерение потока протонов | 70—750 | |||||
| Измерение потока а—частиц низкой энергии | ||||||
| Измерение потока быстрых протонов | >700 | |||||
| 2 | Кристаллический детектор (CsJ) | Измерение энергетического спектра протонов и электронов | 0,1—20 | 0,615 | 106,6 x 63,5 | 0,2 |
| Регистрация гамма—лучей низкой энергии солнечного происхождения | ||||||
| 3 | Телескоп Гейгера—Мюллера | 0,400 | 127 x 63,5 | 0,3 | ||
| защищённый счётчик | Измерение энергии потока протонов | 75 | ||||
| Измерение энергии потока электронов | 8 | |||||
| счетчик совпадений | Измерение энергии потока космических лучей | 75 |
Анализатор протонов (плазменный зонд) предназначен для измерения потока протонов низкой энергии, их спектра, концентрации протонов в солнечной плазме при солнечных вспышках, изучения заряженных частиц в космосе и в радиационном поясе в период солнечной активности. Анализатором регистрируются протоны с энергией Ј=0,2—20 кэв с точностью ±5%, угловое разрешение 20°, энергопотребление— 145 Мет; разработан Научно-исследовательским центром им. Эймса.
Головные организации по разработке аппарата—Центр космических полетов им. Годдарда и Лаборатория космической техники, по разработке программы исследований—NASA и Центр космических полетов им. Годдарда.
Цель запуска и назначение—как у предыдущего аппарата. Запуск аппарата произведен 15 декабря 1960 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Atlas—Able с РДТТ ABL-248 в качестве III ступени. На 68-й сек. после старта на высоте 13 км из-за преждевременного включения двигателя II ступени ракета-носитель взорвалась.
Конструкция, состав служебного оборудования и научной аппаратуры—как у предыдущего аппарата, отличием является лишь установленный на аппарате дополнительно детектор протонов низкой энергии. Вес аппарата—176 кГ.
Основные организации-разработчики аппарата—те же, что и для предыдущего аппарата.
В течение 1958—1960 гг. в рамках программы исследования Луны произведено 8 запусков аппаратов Pioneer. Все они своих задач не выполнили. Программа состояла из 2-х этапов. На первом этапе (1958—1959 гг.) предполагалось провести исследования межпланетного пространства на траектории полета к Луне и в окололунном пространстве; основной задачей этапа была доставка аппарата в район Луны и получение телевизионных изображений лунной поверхности. На этом этапе произведено 5 запусков (3 запуска- Хл), оказавшихся неудачными из-за неисправности ракеты-носителя. Ввиду этого было принято решение отказаться от ракеты-носителя Thor-Able и использовать ракету-носитель Juno II. Поскольку эта ракета менее мощная, чем Thor-Able, то был разработан новый аппарат, в 6 раз меньшего веса, что сузило круг решаемых задач. Последующие два аппарата (Pioneer III и Pioneer IV) предназначались для полета в район Луны, испытания бортовых систем и проведения ограниченного числа исследований по изучению радиации во внешней зоне радиационного пояса и на траектории полета. Запуск аппарата Pioneer III окончился неудачей из-за неисправности ракеты-носителя, аппарат Pioneer IV был доставлен в район Луны, но из-за неточного выведения на траекторию полета прошел на чрезмерно большом расстоянии от Луны, что не позволило провести запланированные испытания бортовых систем. Получены некоторые данные о космической радиации.
Вторым этапом программы (1959—1960 гг.) предусматривался вывод аппарата на селеноцентрическую орбиту и проведение исследований в окололунном пространстве и в межпланетном пространстве по траектории полета. На этом этапе произведено 3 запуска с использованием ракеты-носителя Atlas-Able с дополнительной III ступенью, что позволило увеличить вес аппарата. Запуски также окончились неудачей из-за неисправности ракеты-носителя.
В январе 1967 г. с использованием аппарата Pioneer VII (предназначен для исследования межпланетного пространства, запущен 17 августа 1966 г. и выведен на гелиоцентрическую орбиту), проведен эксперимент по обнаружению следов атмосферы Луны. Проведение эксперимента было приурочено к моменту частичного радиозахода аппарата за Луну. 45-метровым радиотелескопом Станфордского университета на аппарат были посланы сигналы на двух частотах, затем ретранслированные им и принятые станцией слежения в Тидбинбилла (Австралия). С технической стороны эксперимент прошел успешно.
1. Chester М. Rockets and spacecraft of the world. New Jork, Norton,
1964, 206 p p, 1966,6.62.2*
* В конце каждого библиографического описания дана ссылка на номер соответствующего реферата в РЖ.
2.Cortringht Е.М Automated spacecraft of the United States «Proc. 5th Internal Sympos. Space Technol. and Sci., Tokyo, 1963», Tokyo,. AGNE Corp , 1964, 9—24 1966, 12.62.53
3. Gattland K. N. Spacecraft and boosters, London, Iliffe, 1964, 264 p. p.
4. Нaviland R. P. Handbook of Satellites and space Vehicles. S. I. van Nostrand Co , 1965, XYI, 457 p. p.
5. Le Galley Donald P. Introduction-programs for the conquest of space «Space Phvs » New Jork—London—Sydney, John Wiley and sons. Inc.. 1964, 1—42 1965, 7.62.128.
6. Lunar satellite. «Aeroplane and Astronaut.», 1960, 99, № 2560, 638—639.
7. Nicks 0 W. Space-sciences-lunar and planetary exploration. «Proc. Conf Space—Age Plann, 3rd Nat. Conf. Peaceful Uses Space, Chicago, 1963.», Washington, D. С, NASA, 1963, 27-36. 1965, 10.62.102
8. Pickering W.H. History of the Juno cluster system. «Astronaut. Engng and Sci», New York—Toronto—London, McGraw—Hill Book Go., Inc. 1963,203—214. 1965,7.62.69
9. Pioneer VI designed for Moon orbit. «Aviat. Week and Space Technol.-», 1960, 73, № 11, 56—57, 59. 1962, 1.51.670
10. ShukIa S. Problems of space communication. «Univ. Roorkee Res. J.», 1965, 8, № 3—4, Part. 4, 1—8.
назад