Назначение аппарата такое же, как у аппарата Surveyor III. Дополнительная задача — установление наличия магнитных веществ в лунном грунте. Запуск SC-4 аппарата произведен 14 июля 1967 г. в 11 час. 53 млн. со стартового комплекса № 36А м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas-Centaur AC-11. Азимут запуска — 103,8°. Полет ракеты-носителя и вывод аппарата на траекторию полета к Луне проходил по программе близкой к расчетной. При запуске повторного включения двигателей II ступени не предусматривалось и аппарат не выводился на промежуточную орбиту, а был непосредственно выведен на траекторию полета к Луне. После выхода аппарата Surveyor D на траекторию полета к Луне он получил название Surveyor IV, по международной системе обозначение 1967—68А. 16 июля в 2 час. 30 мин. проведена коррекция траектории; без коррекции аппарат достиг бы Луны в 174 км от расчетной точки. Потребная корректирующая скорость для компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета составила 2,0 м/сек, а только для компенсации промаха—1,5 м/сек. При движении по скорректированной траектории аппарат должен был совершить посадку на Луну 17 июля в 2 час. 05 мин. На подлетном участке торможение аппарата должно было осуществляться по типовой для аппаратов Surveyor программе. Тормозной РДТТ включился в расчетное время, но за 2 сек. до прекращения работы связь с аппаратом прервалась. Все попытки установить связь с аппаратом после расчетного времени посадки окончились неудачей. Предполагаемая причина неудачной посадки—взрыв РДТТ на последних секундах работы. Координаты места падения аппарата: 0°26' с. ш. и 1°20' з. д. (Центральный залив). Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до падення аппарата на Луну продолжался около 62 час. 12 мин. Аппарат должен был совершить посадку в Центральном заливе в точке с селенографическими координатами 0,58° с. ш. и 0,83° з. д.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата почти такие же, как у аппарата Surveyor III. Суммарный вес аппарата (при отделении от II ступени) — 1035 кГ, при падении на Луну—376 кГ. Для установления наличия в лунном грунте магнитных веществ и по результатам предыдущих запусков в конструкцию аппарата внесены некоторые изменения. На посадочных опорах установлено 2 стержня, один из них—магнит, другой—из немагнитного материала. Оба стержня находятся в поле зрения камеры и по передаваемым изображениям можно судить о наличии магнитных веществ в грунте. Во избежание ситуации, возникшей при посадке аппарата Surveyor III, когда при многократном отражении от поверхности Луны луча радиолокационного альтиметра не выключились верньерные ЖРД, было отключено устройство для размыкания цепи альтиметра при сближении аппарата с Луной.
Назначение аппарата (69) — осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, проведение научных исследований и решение задач по определению химического состава лунного грунта, получение телевизионных изображений поверхности Луны в районе посадки и продолжение изучения радиоотражающих, механических и тепловых свойств поверхности Луны. Запуск SC-5 аппарата произведен 8 сентября 1967 г. в 7 час. 57 мин. со стартового комплекса № 36В м. Кеннеди усовершенствованной ракетой-носителем Atlas- Centaur AC-13 (увеличена емкость топливных баков ступени и повышена суммарная тяга двигателей этой ступени). Азимут запуска 79,5°. «Окно» для запуска было в пределах от 8 сентября до 13 сентября включительно; 8 сентября «окно» для запуска было с 6 час. 39 мин. до 8 час. 30 мин. Полет ракеты-носителя и вывод аппарата на траекторию полета к Луне проходил по программе, близкой к расчетной; вывод аппарата на траекторию полета к Луне осуществлен при повторном включении двигателей II ступени, выведшей аппарат предварительно на промежуточную орбиту, а затем на траекторию полета к Луне. Аппарат совершал полет по промежуточной орбите в течение 7 мин. После выхода аппарата Surveyor Е на траекторию полета к Луне он получил название Suveyor V, по международной системе обозначение 1967-84А. Без коррекции аппарат достиг бы Луны в 47 км от расчетной точки. Потребная корректирующая скорость для компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета доставила 1,2 м/сек, а только для компенсации промаха— 0,6 м/сек. 9 сентября в 1 час. 45 мин., когда аппарат находился на расстоянии 160 000 км от Земли, проведена коррекция траектории полета. Верньерные ЖРД проработали 6 сек. Сразу же после проведения коррекции датчик давления в основном баллоне со сжатым гелием в вытеснительной системе подачи топлива в верньерные двигатели показал, что давление упало до 210 кГ/см2 и продолжало падать (начальное давление в баллоне равнялось 365,6 кГ/см2). Падение давления объяснялось тем, что через неплотно закрывшийся клапан редуктора происходило просачивание гелия в магистраль и далее в топливные баки, а из них он вытекал наружу через предохранительные клапаны, которые автоматически открываются, когда давление в баке превышает 58,4 кГ/см2. Утечка гелия поставила под угрозу осуществление мягкой посадка аппарата на Луну, т. к. не было уверенности в том, что ЖРД включатся на участке спуска. В связи с этим было решено произвести 3 дополнительных кратковременных включения ЖРД в расчете на то, что клапан редуктора закроется после «встряхивания» аппарата. После проведения днем 9 сентября включений, клапан не закрылся; некоторый расход гелия привел к тому, что просачивание его сократилось, а падение давления в основном баллоне составляло около 0,42 кГ/см2 в минуту. Позже, когда давление в основном баллоне и магистралях упало до 56 кГ/см2, предохранительные клапаны закрылись, и стравливание гелия за борт прекратилось. Были проведены расчеты и испытания, чтобы определить, достаточно ли это давление для обеспечения работы ЖРД при мягкой посадке аппарата на Луну. Испытания проводились с использованием аппарата Surveyor F, который в это время находился на мысе Кеннеди и подготавливался к запуску, намеченному на ноябрь 1967 г.; использовались также две модели аппарата Surveyor. Испытания показали, что при давлении 56 кГ/см2 мягкую посадку обеспечить можно, но необходимо изменить программу полета. Имелось два мнения о проведении дальнейших работ с аппаратом: перевести аппарат тормозным РДТТ на геоцентрическую орбиту, не пересекающуюся с Луной, ввиду того, что вероятно, не удастся обеспечить мягкую посадку аппарата на Луну из-за недостаточного давления гелия в основном баллоне или осуществить мягкую посадку аппарата на Луну, обеспечив точное срабатывание ЖРД на участке посадки, изменив программу дальнейшего полета аппарата. Было принято решение попытаться осуществить мягкую посадку аппарата. Включение ЖРД днем 9 сентября привело к тому, что аппарат отклонился от расчетной траектории. Чтобы вернуть аппарат на расчетную траекторию и сбросить излишки топлива, произведено еще 3 дополнительных включения ЖРД: первое—для израсходования излишков топлива и снижения веса аппарата до величины, предусмотренной новой программой полета, второе и третье—для дополнительной коррекции траектории полета и израсходованчя излишков топлива. После проведения этих включений (последнее произошло примерно за сутки до встречи аппарата с Луной) проведены траектории измерения и рассчитана новая программа полета с учетом того, что после значительной утечки гелия возможная продолжительность работы ЖРД стала существенно меньше, чем предусматривалось штатной программой. Первоначально новая программа полета предусматривала, что РДТТ прекращает работу на расстоянии 0,6 км от Луны; если учесть, что отклонение и длительности работы РДТТ на 1 сек. приводит к изменению расстояния от Луны на 2,7 км, то при такой программе отклонение,момента прекращения работы РДТТ на десятые доли секунды могло привести к тому, что встреча аппарата с Луной произойдет при работающем РДТТ, что привело бы к разрушению аппарата. В связи с этим изыскивались возможности максимально продлить работу ЖРД, чтобы окончание работы РДТТ произошло на большем расстоянии от Луны. Испытания и расчеты показали возможность увеличения количества топлива, которое могут использовать ЖРД, с 25,8 до 40,8 кГ без угрозы неустойчивого горения в двигателях (испытания показали, что неустойчивое горение в ЖРД возникает при падении давления гелия в вытеснительной системе подачи до 38,7 кГ/см2). После этих испытаний и расчетов была составлена программа полета, предусматривавшая, что окончание работы РДТТ происходит на расстоянии 1,34 км от Луны. При составлении этой программы возникла проблема выбора момента включения радиолокационных приборов RADVS, управляющих работой ЖРД после окончания работы РДТТ. Эти приборы включаются автоматически при подрыве взрывных болтов, которыми крепится РДТТ к раме аппарата. Однако по новой программе полета РДТТ прекращал работу слишком близко от Луны, и эти приборы могли не успеть получить устойчивый отраженный сигнал. Было принято решение подорвать взрывные болты, крепящие РДТТ, до окончания его работы; в этом случае радиолокационные приборы включались бы на достаточном расстоянии от Луны. Проведенные эксперименты на модели показали, что если будут подорваны взрывные болты, крепящие РДТТ, он будет удерживаться на месте под действием собственной тяги, а по окончании работы отделится. Новая программа была введена в ПВУ. По новой программе полета аппарат должен был совершить посадку на Луну 11 сентября в 0 час 46 мин. в точке с селенографическими координатами 1,45° с. ш. и 23,25° в. д. 11 сентября в 00 час. 44 мин. 38 сек. в соответствии с новой программой радиолокатор AMR на расстоянии около 95 км от Луны выдал команду на включение ЖРД и РДТТ. Двигатели включились через предусмотренный новой программой интервал времени 12,5 сек. В момент включения двигателей аппарат находился на расстоянии 45,7 км (76) от Луны. За 2 сек. до окончания работы РДТТ были подорваны взрывные болты и включились радиолокационные приборы RADVS. РДТТ прекратил работу на расстоянии 1,34 км от Луны, скорость падения аппарата в этот момент составляла 26,8 м/сек. С этого момента управление работой ЖРД, остаток топлива для которых составлял 13 кГ, стало осуществляться по командам радиолокационного альтиметра и доплеровского радиолокатора, которые были включены непосредственно перед прекращением работы РДТТ. ЖРД продолжали работать ло того момента, когда расстояние до поверхности Луны сократилось до 4,2 м. 11 сентября в 00 час. 46 мия. 46 сек. аппарат совершил мягкую посадку на Луну в Море Спокойствиям в точке с селенографическими координатами 1°25' с. ш. и 23°11' в. д., расположенной в 29 км от расчетной точки. Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до момента посадки продолжался 64 час. 49 мил. 38 сек. (3,31). Аппарат совершил посадку на склон холма крутизной около 20°. Вертикальная составляющая скорости в момент контакта аппарата с поверхностью составляла 3,6 м/сек. Коснувшись поверхности, аппарат имел небольшую боковую составляющую скорости, вследствие чего произошло смещение его на некоторое расстояние, о чем свидетельствуют следы, оставленные опорами шасси аппарата. После посадки аппарата давление в баллоне с гелием составляло примерно 39,1 кГ/см2. (По первоначальной программе, рассчитанной перед запуском, аппарат должен был совершить посадку на юге Моря Спокойствия в точке с селенографическими координатами 1° с. ш. и 24° в. д. Этот район расположен в восточной части зоны, выбранной для посадки лунной кабины корабля Apollo и в 58 км к юго-западу от места падения аппарата Ranger VIII).
Через 75 мин. после посадки началась передача на Землю телевизионных изображений с разверткой 200 и 600 строк. 11 сентября в 15 час. 35 мин. началось изучение химического состава лунного грунта. α-анализатором (31). 12—13 сентября 3 раза были включены ЖРД для выяснения, не будут ли при работе двигательной установки лунной кабины корабля-Apollo образовываться воронки в грунте и не поднимается ли облако пыли, которое может затруднить ее посадку и взлет. Двигатели включались не на полную тягу: при первом включении тяга каждого двигателя составляла 7,7 кГ, при втором—9 кГ, при третьем—12,2 кГ. Продолжительность работы двигателей при каждом включении составляла 0,2 сек. (3,10). 17 сентября в районе посадки аппарата наступил лунный полдень, и во избежание перегрева оборудование аппарата было временно выключено. В период с 18—24 сентября бортовое оборудование функционировало до момента наступления лунной ночи в районе посадки. 24 сентября получено несколько снимков, сделанных после захода Солнца при свете Земли, а также снимки солнечной короны. С момента посадки аппарата на Луну и до 24 сентября было получено и передано на Землю 18 006 телевизионных изображений лунной поверхности и окружающего пространства. С наступлением ночи связь с аппаратом прекратилась. 15 октября, после восхода Солнца в районе посадки, связь с аппаратом возобновилась. По показаниям телеметрии все оборудование аппарата было в исправности. 16 октября была подана команда на возобновление передачи телевизионных изображений. Они имели очень низкое качество по-видимому из-за-того, что в условиях низкой температуры во время лунной ночи произошло повреждение камеры. 29 октября в районе посадки аппарата наступила лунная ночь и связь с аппаратом прекратилась. 10 ноября в начале наступления лунного дня в районе посадки была сделана попытка возобновить связь с аппаратом. Эта и несколько последующих попыток не увенчались успехом.
Рис. 22. Космический аппарат Surveyor V.
1 — панель с солнечными элементами; 2 — панорамная телевизионная камера; 3 — контейнер с электронным оборудованием; 4 — электронное оборудование α-анализатора; 5 — датчик направления на Канопус; 6 — всенаправленная антенна; 7 — опора посадочного шасси; 8 — ЖРД; 9 — баллон с гелием вытеснительной системы подачи топлива в ЖРД; 10 — α— анализатор; 11 — баллон со сжатым азотом для реактивных сопел системы ориентации; 12 — блок разрушающейся сотовой конструкции; 13 — баки с окислителем и горючим для ЖРД; 14 — радиолокационный альтиметр и доплеровский радиолокатор; 15 — остронаправленная антенна.
14 декабря вновь удалось установить связь с аппаратом и был проведен эксперимент по приему сигналов от одновременно находящихся на Луне аппаратов Surveyor V и Surveyor VI (об этом эксперименте см. раздел 7 настоящей главы).
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата Surveyor V (рис. 22) почти такие же, как у аппарата Surveyor III. Для определения химического состава лунного грунта и по результатам предыдущих запусков в конструкцию аппарата внесены некоторые изменения.
Установлен а-анализатор (64, 66, 68) вместо выносного механизма с ковшом-захватом (рис. 23). α-анализатор предназначен для определения химического состава лунного грунта по рассеянному α-излучению и обеспечивает идентификацию химических элементов с атомным номером более 5. Система детекторов регистрирует наличие в грунте атомов бора, азота,
Рис. 23. α-анализатор. Общий вид в рабочем положении на Луне (изображение передано телекамерой)
фтора, натрия, магния, алюминия, кремния, фосфора, серы, хлора и калия. Радиация рассеивается ядрами атомов и рассеянные α- частицы улавливаются двумя детекторами, их энергия и количество измеряется. В α-анализаторе расположены также четыре детектора для измерения энергии и количества протонов, образующихся вследствие бомбардировки грунта а-частицами. При облучении участка поверхности а-частицы проникают в грунт на глубину 25 μ, облучаемая площадь равна 139 см2. Источником а-частиц служит радиоактивный элемент кюрий-242, имеющий активность не выше 25 мкюри. Источник находится в капсуле, помещенной в контейнер размером 12,7х15,2х15,2 см, прикрепленный к аппарату нейлоновой лентой, с помощью которой опускается на грунт. При проведении анализа дно контейнера открывается. Для отражения солнечных лучей контейнер покрыт слоем золота. Определение состава пород требует 15—20 час. В полете прибор прижат к аппарату. После посадки система проверяется проведением химического анализа материала известного состава, находящегося на борту аппарата. Затем прибор частично опускается для проведения базовых измерений, после чего на нейлоновой ленте опускается до контакта с лунной поверхностью. Прибор состоит из двух блоков измерительной головки, опускаемой на лунную поверхность, и электронно-решающего блока. В измерительную головку входят радиоактивный источник а-частиц, детекторы а-частиц и протонов, электронное устройство и нагреватель. Электронный блок состоит из логических схем дешифратора команд, источника питания и логических схем, необходимых для преобразования различных величин в сигналы для передачи. Электронный блок находится в специальном терморегулируемом отсеке аппарата. Каждое слово двоичного кода содержит девять двоичных единиц, одна из которых—синхронизирующая, семь— несущие сигнал и одна — для проверки четности. Прибор крепится к аппарату кронштейном и скобой, проверка проводится без перевода его в рабочее положение. При подготовке к работе чувствительная головка опускается на поверхность на нейлоновой ленте, прикрепленной к болту с кольцом. Лента намотана на цилиндр с приводом, который раскручивается под действием силы тяжести чувствительной головки и опускает ее на поверхность в несколько приемов. При частичном опускании головки разматывание ленты предотвращает запирающий механизм, частичное опускание происходит за счет вытягивания ленты. Для полного опускания головки запирающий механизм освобождается подрывом пиропатрона по командам с Земли. Общий вес измерительной головки, электронного блока и опускающего устройства — 12,7 кГ.
Установлены выпуклые, а не плоские зеркала, увеличившие площадь обзора телекамеры под аппаратом. Зеркала имеют размеры 25x23 см и 8х24 см. Меньшее зеркало установлено таким образом, чтобы обеспечить наблюдение за α--анализатором (41). На одной из посадочных опор посадочного шасси вертикально установлен магнит, имеющий форму прямоугольного параллелепипеда размером 51х13х3 мм для обнаружения магнитных веществ в лунном грунте и контрольный (ненамагниченный) стержень тех же размеров (рис 24). Магнит и немагнитный стержни установлены так, что попадают в поле зрения камеры Магнит изготовлен из железо-никелево-кобальтово-алюминиевого сплава, контрольный немагнитный стержень—из сплава железа, никеля и кобальта с низкой магнитной проницаемостью. Оба стержня привинчены к монтажной скобе, прикрепленной к опоре. Вес всего устройства 62 Г. Стержни и скоба окрашены в тусклый светло-синий цвет для контраста с темным лунным веществом (31).
Применена усовершенствованная панель с солнечными элементами. Вес панели 3,76 кГ, размеры 1,12x0,76 м (площадь — 0,85 м2). Солнечные элементы размером по 10 x 20 x 0.46 мм смонтированы только на одной стороне панели на слоистой подложке толщиной 12,7 мм из алюминиевого сплава с сотовым наполнителем. Номинальная выходная мощность солнечных элементов 22 вт на 1 кГ веса панели. Усовершенствованная панель с солнечными элементами обеспечивает выходную мощность до 85 вт при температуре 60° С и не менее 60,5 вт при температуре 120° С. Телевизионная камера снабжена поляризационным светофильтром, который облегчает определение типа пород на поверхности Луны. Суммарный вес аппарата при отделении от II ступени — 1005 кГ, после посадки — 279,4 кГ (69).
Рис. 24. Магнит и контрольный стержень на опоре шасси.
1 — амортизатор ударных нагрузок; 2 — нога шасси; 3 — контрольный стержень; 4 — магнит; 5 — скоба для монтажа магнита и контрольного стержня.
Стоимость запуска и обеспечения полета аппарата составила 60 млн. долл. (31).
назад