21 апреля, 5 июля и 5 октября были осуществлены запуски очередных спутников связи «Молния-1» для обеспечения эксплуатации системы дальней телефонно-телеграфной радиосвязи и передачи программ Центрального телевидения на пункты сети «Орбита», расположенные в районах Крайнего Севера, Сибири, Дальнего Востока и Средней Азии.

16 ноября выведена на орбиту ИСЗ космическая станция «Протон-4». Вес станции (без последней ступени ракеты-носителя) ок. 17 т. Вес научной аппаратуры станции - 12,5 т. Это крупнейшая в мире автоматическая научная космическая станция из выведенных к этому времени на орбиту вокруг Земли. На борту станции была установлена научная аппаратура для изучения энергетического спектра космических лучей до энергий 10¹⁵ эв и химического состава космических лучей до энергий 10 ¹³-10¹⁴ эв; измерения вероятности столкновения частиц космических лучей с атомными ядрами мишеней (водород, углерод, железо) в диапазоне энергий 10¹¹-10¹² эв; изучения динамики столкновения частиц космических лучей с атомными ядрами мишеней при энергиях 10¹³-10¹⁴ эв; поиска в первичных космических лучах частиц с дробным электрическим зарядом (кварков); измерения интенсивности и энергетического спектра электронов высокой энергии. Научная аппаратура станции «Протон-4» радикально отличается от научной аппаратуры первых трех станций «Протон». В аппаратуре станции «Протон-4» реализован более совершенный принцип регистрации заряженных частиц, расширен диапазон измеряемых энергий космических лучей. Расширена и программа измерений характеристик ядерных соударений.

В 1968 г. продолжались геофизические исследования путем ракетного зондирования атмосферы. Л. Лебедев.

В 1968 г. за рубежом были выведены на орбиты 61 ИСЗ, в т. ч. 58 американских (пять - «Эксплорер», три - «Аполлон», один - ОGO, четыре - серии OV-1, один - серии OV-2, два - серии OV-5, один - серии LES, восемь - для военной системы связи IDCSP, один - серии ATS, два - серии ESSA, один - TETR, один - ОАО, один - для глобальной системы связи INTELSAT-3, 27 - секретные спутники военного назначения) и три (IRIS, «Аврора», «Хеос»), разработанных западноевропейской организацией ESRO *, но запущенных американскими ракетами-носителями.

Основные сведения об орбитах перечисленных ИСЗ помещены в таблице. Ниже дается их описание.

* European Space Research Organisation - Европейская организация по исследованию космоса.

«Эксплорер XXXVI» (табл., № 1). Геодезический спутник, аналогичен спутнику «Эксплорер XXIX» («Геос-1», см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 496), но предназначен для проведения более широкой программы научных исследований. В бортовое оборудование внесены некоторые изменения: модифицирована система терморегулирования; повышена номинальная энергия вспышки четырех импульсных ксеноновых ламп; число кварцевых уголковых отражателей лазерного излучения увеличено до 400; установлен фотоумножитель, регистрирующий уровень лазерного излучения, а также определяющий частоту и характер сцинтилляций, установлен телескоп с фотоумножителем,- он улавливает отраженное излучение уголковых отражателей и преобразует его в электрические импульсы, которые передаются на Землю по телеметрическим каналам; дополнительно установлены два радиолокационных приемоответчика (частота приема 5690 Мгц, передачи- 5765 Мгц), предназначенных для юстировки оборудования, работающего в диапазоне С, на станциях командно-измерительных комплексов (КИК) и Министерства обороны США; установлен пассивный отражатель радиоизлучений в диапазоне С. В проведении экспериментов должны участвовать Франция, ФРГ, Греция, Нидерланды и Швейцария.

«Эксплорер XXXVII» (табл., № 9). Исследовательский спутник, предназначен для исследования рентгеновского и ультрафиолетового излучения Солнца (по совместной программе NASA и Научно-исследовательской лаборатории ВМС). Представляет собой двенадцатигранную призму (рис. 1) высотой 0,68 м с максимальным поперечным размером 0,76 м. На корпусе смонтированы 24 панели с солнечными элементами. Для исследования солнечной радиации используются восемь фотометров, пять из которых передают информацию в реальном масштабе времени, остальные три - с записи. Расчетная орбита спутника круговая, высотой 845 км с наклонением 60°. По заявлению NASA, выход на нерасчетную орбиту (см. табл.) не помешает проведению запланированных экспериментов. До выхода на орбиту спутник имел название SE*-B, которое используется в документах NASA. В документах Научно-исследовательской лаборатории ВМС, которая совместно с NASA разработала этот спутник, он называется Solrad, или SR (Solar Radiation - солнечная радиация), поскольку его задачи аналогичны выполняемым предыдущими спутниками SR (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 496; 1965 г., с. 486; 1964 г., с. 502). Возможно, что он является спутником SR-IX, запуск которого планировался в 1967 г.

«Эксплорер XXXVIII» (табл., № 31). Один из серии спутников RAE**, предназначенных для радиоастрономических исследований (рис. 2). Основной задачей спутника является регистрация галактических радиоизлучений на частотах 1-10 Мгц; низкочастотных радиоизлучений Солнца, Юпитера, магнитосферы Земли, во внутренней области пояса радиации; низкочастотных радиобурь в верхних слоях атмосферы. На спутнике установлены: четыре радиометра с автоматическим переключением частот; приемники спорадических излучений Солнца и Юпитера; два датчика импеданса для определения влияния плазмы, а также деформации стержней на работу антенн; емкостной датчик и электронная ловушка для определения электронной концентрации; два солнечных датчика; два магнитометра; ленточное записывающее устройство и телеметрическое оборудование; буферная батарея; четыре панели с солнечными элементами. Для регистрации радиоизлучений Солнца на спутнике после выхода на орбиту развертывается дппольная антенна длиной 36 м; для регистрации всех прочих низкочастотных радиоизлучений - две V-образные антенны, образуемые стержнями с максимальной длиной 230 м, которые служат также в качестве элементов гравитационной системы ориентации и стабилизации спутника. Стержни антенн образуются путем пропускания через фильеры металлических лент, сматываемых с барабана. Чтобы избежать термической деформации вследствие неравномерного нагрева Солнцем различных сторон стержней, лента перфорирована и имеет серебряное покрытие. Подобным же образом формируется стержень длиной 192 м для демпфирования либрации (на рис. не показан). Спутник был выведен на начальную орбиту с перигеем *** 647 км (расчетная величина 645 км) и апогеем *** 5850 км (6000 км). Предварительно последняя ступень со спутником была раскручена до 92 об/мин. 1 июля при очередном прохождении апогея начальной орбиты был включен бортовой РДТТ, в результате чего спутник перешел на близкую к расчетной круговой орбиту (см. табл.). На такой орбите спутник будет освещен Солнцем в течение 6 месяцев, что должно исключить деформацию стержней из-за перепадов температуры. 8 июля с помощью грузиков на тросах скорость вращения спутника была снижена до 2 об/мин. После ориентации спутника относительно Земли началось выдвижение стержней. К 23 июля было завершено выдвижение стержней, образующих дипольную антенну и штангу для демпфирования либрации, и включение всего комплекта бортовой аппаратуры для радиоастрономических исследований. Стержни V-образной антенны были выдвинуты на 70 м, примерно через две недели еще на 70 м, а в начале октября - до полной длины. Запуск очередного спутника RAE(RAE-B) запланировано провести примерно через полтора года.

* Solar Explorer - солнечный «Эксплорер». Название SE-A по-видимому, имел спутник «Эксплорер XXX» (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 496).

** Radio Astronomy Explorer - радиоастрономический «Эксплорер».

*** Условно принятое в статье сокращение с целью экономии в ее объеме. На самом деле это высота (от поверхности Земли) орбиты в перигее (апогее).

«Эксплорер XXXIX» и «Эксплорер XL» (табл., № 37, 38). Надувной спутник (шар диаметром 3,66 м) ADE * и исследовательский спутник «Инджун-С», оснащенный радиационными детекторами, запущены вместе одной ракетой-носителем. Спутники предназначены для исследования взаимосвязи между плотностью верхних слоев атмосферы и уровнем космической радиации. Это второй совместный запуск спутников ADE (S-56) и «Инджун»; о первом згиуске («Эксплорер XXIV» и «Эксплорер XXV») см. Ежегодник БСЭ 1965 г., с. 490.

* Air Density Explorer - «Эксплорер» для измерения плотности атмосферы.

«Аполлон V» (табл., № 4). Запуск на геоцентрическую орбиту лунного отсека (ЛО) * космического корабля «Аполлон». При запуске был использован образец ЛО, имеющий обозначение LM-I **, предназначенный для летных испытаний (без экипажа) на геоцентрической орбите (рис. 3). На нем было установлено не все штатное оборудование, в частности отсутствовало посадочное шасси (экономия веса). ЛО был оснащен штатной системой наведения с вычислительным устройством (ВУ); программным устройством (ПУ), способным выполнять ряд функций управления полетом; двумя штатными радиолокаторами, один из которых установлен на посадочной ступени *** и предназначен для обеспечения посадки ЛО на Луну, другой - на взлетной ступени***, для обеспечения встречи этой ступени с основным блоком (отсек экипажа + двигательный отсек) корабля «Аполлон» на селеноцентрической орбите. От штатного образца ЛО образец LM-1 отличался также наличием дополнительного телеметрического оборудования, приемоответчика системы траекторных измерений, работающего в диапазоне С, и командной системы дециметрового диапазона. При запуске ставились 33 основные и второстепенные задачи, в частности: испытания двигателей посадочной и взлетной ступеней ЛО в режимах, имитирующих их работу при пилотируемом полете на Луну; испытания системы наведения ЛО; испытания систем, обеспечивающих стравливание за борт остатков топлива последней ступени (ракета S-4B) ракеты-носителя после выхода ее на орбиту (эти испытания проводятся в рамках программы «Орбитал уоркшоп» ****, предусматривающей использование выведенной на орбиту ракеты S-4B в качестве обитаемой орбитальной станции). ЛО был помещен в переходнике, обычно устанавливаемом между ракетой-носителем и основным блоком корабля (ОБК). Поскольку при запуске «Аполлона V» ОБК не устанавливался, переходник снабжался носовым конусом для обеспечения требуемых аэродинамических характеристик.

* В описании корабля «Аполлон IV» (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 519) назван лунной кабиной.

** Lunar Module - лунный модуль.

*** до состоит из двух ступеней: посадочной и взлетной. При старте с Луны посадочная ступень служит как бы стартовым столом для взлетной и остается на Луне.

**** Orbital Workshop - орбитальная мастерская.

Запуск был произведен со стартового комплекса № 37В на мысе Кеннеди. Стартовый вес ракеты вместе с полезной нагрузкой составлял 598,8 т. Последняя ступень с полезной нагрузкой вышла на орбиту (см. табл.). В соответствии с программой, через 54 мин. после старта раскрылся переходник, отделился ЛО и были включены двигатели системы ориентации. На третьем витке по орбите было проведено первое включение двигателя посадочной ступени ЛО, однако он не развил предусмотренной программой тяги и через 4,3 сек. был выключен по команде ВУ системы наведения. В связи с этим руководитель полета принял решение перейти на одну из 12 запасных программ, получившую обозначение MRS *. При этом управление работой двигателей ЛО производилось уже не ВУ системы наведения, а ПУ. В соответствии с программой MRS двигатель посадочной ступени был включен снова. Эксперимент прошел успешно. Затем был включен двигатель взлетной ступени, он проработал 60 сек. и обеспечил отделение взлетной ступени от посадочной. Перед вторым включением двигателя был произведен переход на основную программу и переключение с ПУ на ВУ системы наведения. Одновременно с этим двигателем были включены двигатели системы ориентации, но они начали работать в нерасчетном режиме, в связи с чем были выключены все двигатели. Управление двигателями вновь было передано ПУ, по команде которого двигатели были включены снова. Двигатель взлетной ступени проработал 390 сек. до полного израсходования топлива. Вследствие непрохождения на борт соответствующей команды, двигатели системы ориентации прекратили работу, и стабилизация ступени во время работы ее двигателя не обеспечивалась. В результате ступень на шестом витке сошла с орбиты (согласно программе она должна была находиться на орбите около двух лет) и упала в Тихий океан. Попыток к ее спасению не предпринималось. Согласно заявлению представителей NASA, запуск был успешным на 98%. Отмечается, что успешно прошли испытания: конструкция ЛО, системы терморегулирования, жизнеобеспечения и радиотехническая. После детального анализа результатов было признано, что ЛО достаточно отработан и можно отказаться от повторного беспилотного запуска. Образец ЛО (LM-2), который для этого предназначался, модифицирован для использования его при пилотируемом запуске.

* Minimum Requirement Sequence - минимум необходимых результатов.

«Аполлон VI» (табл., № 13). Второй запуск ракеты-носителя «Сатурн V» и вывод на орбиту ОБК «Аполлон». Основная задача запуска: отработка ракеты-носителя. Второстепенными задачами являлись: испытания бортовых систем штатного ОБК; проверка эффективности теплозащиты отсека экипажа (ОЭ) при входе в атмосферу со второй космической скоростью; проверка эффективности систем спуска и спасения. Эти задачи считались второстепенными, потому что штатный ОБК уже успешно прошел испытания при запуске «Аполлон IV» (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 519), а задачи запуска во многом аналогичны. Предусматривалось, что в случае успешного запуска ракета «Сатурн V» будет признана достаточно отработанной для запуска пилотируемых кораблей «Аполлон».

В качестве полезной нагрузки были установлены штатный образец ОБК «Аполлон» (рис. 9), система аварийного спасения (САС) и экспериментальный макет ЛО (LTA*-2R). Согласно расчетной программе, третья ступень ракеты с полезной нагрузкой выходит на начальную круговую орбиту высотой 185 км. На втором витке двигатель третьей ступени включается вторично, сообщает ей скорость 10,66 км/сек и переводит ее на эллиптическую орбиту с апогеем ~515 000 км (т. н. «траектория полета к воображаемой Луне»). После выключения двигателя ступень с полезной нагрузкой при помощи вспомогательных двигателей разворачивается на 180°. Затем отделяется ОБК, а ступень с переходником, в котором находится ЛО, продолжает полет по этой орбите и примерно через 16 суток возвращается к Земле и входит в атмосферу. Через 2 мин. после отделения ОБК включается его маршевый двигатель, который снижает скорость до 8,58 км/сек и переводит ОБК на эллиптическую орбиту с апогеем ~ 22 000 км. При сближении с Землей маршевый двигатель включается вторично, обеспечивает сход с орбиты и вход ОЭ в атмосферу со скоростью 11,13 км/'сек.

Запуск ракеты-носителя, работа двигательной установки (ДУ) первой ступени (5 ЖРД F-I), отделение ступени и включение ДУ второй ступени (5 ЖРД J-2) прошли нормально. Вследствие неполадок преждевременно прекратили работу два двигателя второй ступени, и от самонастраивающейся системы наведения ракеты поступила команда на продолжение работы остальных трех двигателей вплоть до полного израсходования топлива, а также на увеличение продолжительности работы двигателя третьей ступени (ЖРД 3-2) при его первом включении. При этом было перерасходовано ~10 т топлива. Третья ступень с полезной нагрузкой вышла на нерасчетную начальную орбиту (см. табл.). Вторичное включение двигателя третьей ступени не удалось и было принято решение произвести отделение ОБК. После отделения был включен маршевый двигатель, который перевел ОБК на близкую к расчетной орбиту с апогеем 22 700 км (для этого, поскольку не удалось повторное включение двигателя третьей ступени, ОБК пришлось не тормозить, а разгонять), по которой он обращался в течение ~6 час. Поскольку для перевода на эту орбиту маршевый двигатель проработал на 191 сек. дольше расчетного времени, оставшегося топлива не хватило для разгона ОБК перед входом ОЭ в атмосферу до второй космической скорости, а только до ~ 10 км/сек. ОЭ приводнился в 600 км к северу от Гавайских островов, полет продолжался 9 час. 56 мин. Третья ступень с ЛО осталась на начальной орбите. По расчетам, она должна была прекратить существование примерно через месяц, но неожиданно разрушилась 7 апреля. Согласно заявлению представителей NASA, основные задачи запуска нельзя считать выполненными. Однако после анализа причин различных неполадок, возникавших в полете, пришли к выводу, что для их устранения достаточно сравнительно незначительной модификации ракеты «Сатурн V», после чего ее без дополнительных летных испытаний можно будет использовать для запуска пилотируемых кораблей «Аполлон», отказавшись от предусматриваемого ранее третьего запуска ракеты «Сатурн V» с непилотируемым кораблем. Испытания ОБК и теплозащитного экрана ОЭ считаются полностью успешными.

* Lunar module Test Article - образец лунного модуля для испытаний.

Рис. 1. Спутник «Эксплорер XXXVII» (SE-B). Рис. 2. Спутник «Эксплорер XXXVIII» на орбите (антенны показаны не в масштабе): 1 -- стержень одной из V-образных антенн; 2 - панель с солнечными элементами; 3 - стержень дипольной антенны; 4 - стержень второй V-образной антенны; 5 - корпус спутника. Рис. 3. Лунный отсек космического корабля «Аполлон». 1 - КБ антенна (две); 2 - верхний люк; 3 - дополнительная антенна; 4 - направляющий штырь для обеспечения стыковки; 5 - задний отсек с оборудованием; 6 - блок двигателей системы ориентации; 7 - сопло; 8 - посадочное шасси; 9 - посадочная ступень; 10 - кожух двигателя посадочной ступени; 11 - площадка у переднего люка; 12 - передний люк; 13 - антенна, работающая в диапазоне S; 14 - окно в потолке кабины космонавтов для наблюдения во время стыковки взлетной ступени с основным блоком корабля на селеноцентрической орбите; 15 - антенна радиолокатора, обеспечивающего встречу на орбите; 16 - поворотная антенна, работающая в диапазоне S; 17 - взлетная ступень. Рис. 4. Спутник OV-2-5.1 - антенна системы «Орбис»; 2 - антенна, улавливающая сверхдлинноволновые излучения; 3 - передающие антенны; 4 - управляющее реактивное сопло для раскрутки спутника; 5 - детектор плазмы; 6 - комплект детекторов электронов; 7 - магнитометр; 8 - передатчик системы «Орбис»; 9,10 - электронное оборудование; 11 - электронный спектрометр; 12 - приемная антенна; 13 - детектор излучения Лайман-альфа; 14 - спектрометр; 15 - комплект датчиков («телескоп»); 16 - ограничитель тока; 17 - переключатель, связанный с акселерометром; 18 - электронное оборудование системы 20; 19 - антенна системы «Орбис»; 20 - система, определяющая ориентацию оси вращения спутника относительно Солнца; 21 - датчик; 22 - эталонный магнитометр. Рис. 5. Спутник LES-VI. 1 - «экваториальный» пояс; 2 - дипольные элементы многоэлементной антенны; 3 - телеметрическая антенна; 4 - панель с солнечными элементами; 5 - щелевой элемент многоэлементной антенны. Рис. 6. Спутник IRIS (ESRO-II), установленный на последней ступени ракеты-носителя «Скаут». Рис. 7. Спутник «Хеос I». 1 - теплозащитный экран; 2 - датчик альбедо; 3 - солнечные датчики (сдвоенный блок); 4 - солнечные датчики (строенный блок); 5 - записывающее устройство в системе измерения напряженности магнитного поля; 6 - внутренняя восьмигранная оболочка; 7 - электронная аппаратура в системе измерения напряженности магнитного поля; 8 -наружная 16-гранная оболочка; 9 -датчик электронов; 10 - датчик альфа-частиц; 11 - турникетная антенна; 12 - регулятор давления в баллоне со сжатым азотом; 13 - корпус; 14 - электронная аппаратура в системе регистрации протонов, электронов и альфа-частиц в космических лучах; 15 - солнечные элементы; 16 - контейнер с барием для создания искусственного облака; 17 - панель с солнечными элементами; 18 - датчик в системе регистрации протонов, электронов и альфа-частиц в космических лучах. Рис. 8. Спутник ОАО-II. 1 - балансировочная штанга; 2 - панель с солнечными элементами; 3,4 - звездные датчики; 5 - антенна; 6 - астрономические приборы; 7 - крышка, защищающая астрономические приборы от Солнца. Рис. 9. Основной блок космического корабля «Аполлон» с САС. 1 - юбка РДТТ 30; 2 - рама САС; 3 - верхняя секция корпуса отсека экипажа (перед развертыванием парашютов эта секция отделяется); 4 - колпак защитного чехла, надеваемого на ОЭ и сбрасываемого вместе с САС; 5 - разрывные болты; 6 - тормозные парашюты и «мортирки» для их выбрасывания; 7 - окно для наблюдения в период встречи и стыковки с взлетной ступенью ЛО на селеноцентрической орбите; 8 - амортизаторы кресел космонавтов; 9 - штеккерный разъем на ОЭ; 10 - гибкая юбка защитного чехла; 11 - двигатели ориентации по тангажу; 12, 13 - штеккерные разъемы на двигательном отсеке; 14 - антенна; 15 -трубки «радиатора» системы терморегулирования; 16 - верхняя часть переходника между ракетой-носителем и ОБК (внутри переходника размещается ЛО); 17 - сопло маршевого двигателя; 18 - баки горючего и окислителя для маршевого двигателя; 19 - водородо-кислородные элементы; 20 - панель для монтажа блока 22; 21 - баллон с гелием; 22 - блок вспомогательных двигателей; 23 - двигатели ориентации по крену; 24-двигатели ориентации по рысканию; 25 - оборудование системы ориентации и стабилизации (система SCS); 26 - оборудование системы навигации и наведения; 27 - основные парашюты; 28 - люк для перехода в ЛО; 29 - сопловой блок РДТТ 30; 30 - основной РДТТ САС; 31 - РДТТ для отбрасывания САС; 32 - вспомогательный РДТТ САС; 33 - аэродинамические поверхности САС; 34 - балласт; 35 - датчик ориентации по тангажу и рысканию.

Рис. 10. Отсек экипажа после приводнения (под отсек подведен понтон, на переднем плане видны надувные плоты, с которых космонавтов поднимают на борт вертолета). Рис. 11. Места посадки космических аппаратов «Сервейер» (I, III, V,VI,VII) на Луне (прямоугольником ограничена зона, выбранная для посадки лунного отсека космического корабля «Аполлон»). Рис. 12. Запуск ракеты-носителя «Сатурн I В» с кораблем «Аполлон VII».

«Аполлон VII» (табл., № 50). Первый полет пилотируемого корабля по программе «Аполлон». Был запущен ОБК «Аполлон», на борту находились космонавты Уолтер Ширра (командир), Уолтер Каннингем и Эйзел Дон. Вес ОБК составлял 14,7 т, в т. ч. ОЭ-5,75 т, двигательный отсек (ДО) - 8,95 т. Вес установленной на корабле САС ~ 4 т. Цель полета: отработка операций, проводимых космонавтами, комплексные летные испытания ОБК и наземных средств (КИК, система обработки данных и пр.). Научные эксперименты практически не планировались. Отмечалось, что цель этого полета в основном та же, что и у корабля «Аполлон», который предполагалось вывести на орбиту 21 февраля 1967 г. На этом корабле во время наземных испытаний 27 января 1967 г. возник пожар и экипаж (Вирджил Гриссом, Эдвард Уайт и Роджер Чеффи) сгорел, вследствие чего был большой перерыв в космических полетах, необходимый для внесения существенных изменений в конструкцию и оборудование корабля. Запуск (рис. 12) состоялся 11 октября 1968 г. в 15 час. 02 мин. 45 сек.* (Т - 0).

* Здесь и далее время по Гринвичу.
Вторая ступень ракеты с кораблем вышла на начальную орбиту (см. табл.). В Т + 2 час. 55 мин. космонавты произвели отделение корабля от cтупени и он отдалился от нее на ~ 15 м. Во время группового полета, который длился 15 мин. (по программе 40 мин), Ширра подводил корабль к ступени на расстояние до 1,2-1,5 м. Затем с помощью вспомогательных двигателей ОБК был переведен на другую орбиту, которая дважды корректировалась, чтобы на следующие сутки начать сближение со ступенью с расстояния ~ 150 км. В течение вторых суток полета дважды включался маршевый двигатель, который перевел ОБК на орбиту, «ко эллиптическую»* орбите ступени. C помощью вспомогательных двигателей ОБК подошел к ступени на ~20 м и в течение 20 мин. совершал с нею групповой полет. Затем вспомогательные двигатели перевели ОБК на орбиту с перигеем 226 км и апогеем ~ 300 км. В Т + 45 час. космонавты сняли скафандры и легкие комбинезоны. Начиная с 13 октября космонавты производили различные эксперименты и наблюдения, предусмотренные прогаммой и установили распорядок дня: 16 часов работы, 8 часов отдыха. В период 14-21 октября (четвертые - десятые сутки полета) было проведено 7 сеансов телевизионных передач, в ходе которых космонавты демонстрировали внутреннее yстройство ОЭ, пульт управления, собственные изображения, перемещения в состоянии невесомости, приготовление пищи, ряд операций по управлению ОБК, а также производили съемку через иллюминаторы. Было проведено еще 5 (третье - седьмое включений маршевого двигателя, в результате чего ОБК переходил на другие орбиты. После седьмого включения он вышел на орбиту с перигеем 167 км и апогеем 437 км.

22 октября ОБК, в соответствии с программой, был возвращен на Землю. Для обеспечения схода с орбиты на 164 витке в Т + 259 час. 39 мин. было проведено восьмое и последнее включение маршевого двигателя, который снизил орбитальную скорость на ~ 90 м/сек. Через 2 мин по команде космонавтов начался цикл операций,обеспечивающих отделение ОЭ от ДО. В период входа в атмосферу по командам системы наведения и навигации ОЭ поворачивался по крену для обеспечения необходимого аэродинамического качества. Тормозные парашюты развернулись на высоте 7 км, основные парашюты - на высоте 3 км. ОЭ приводнился в Атлантическом океане в точке с координатами 27°32',5 с. ш. и 64°4' з. д. (расчетн. 27°38'с. ш. и 64°10' з. д.) на расстоянии 12 км от авианосца «Эссекс». Скорость в момент приводнения состовляла 9,8 м/сек. Продолжительность полета составила 10 суток 20 час. 9 мин. 4 сек. Волны в районе приводнения и не сразу отделившиеся парашюты перевернули ОЭ, антенны радиомаяка оказались под водой, в результате чего с отсеком в течение 15 мин. не могли установить связь. Космонавты дали команду на наполнение газом трех баллонов, которые вернули ОЭ в нормальное положение (рис. 10), и связь с ним восстановилась. Сброшенные с вертолета водолазы подвели под ОЭ понтон, космонавты вышли на надувные плоты и по одному в специальной люльке были подняты на борт вертолета, который доставил их на авианосец. Специалисты США очень высоко оценивают результаты полета. Руководитель программы «Аполлон» генерал-лейтенант Филлипс назвал полет самым успешным и безупречным с технической точки зрения и весьма важным шагом в подготовке к высадке космонавтов на Луну. Сообщалось, что в результате этого полета программа «Аполлон» снова вошла в график, предусматривающий высадку космонавтов на Луну до 1970 г.

* Этот термин принят в американской печати для обозначения компланарных эллиптических орбит, anoгеи и перигеи которых лежат на одной прямой на одинаковом расстоянии друг от друга, причем одна орбита расположена внутри другой.

OGO-V (табл., № 8). Спутник-обсерватория, предназначен для геофизических исследований. По конструкции и бортовому оборудованию аналогичен предыдущим спутникам этой серии *. На борту установлены 24 научных прибора, 20 из которых созданы в США, два в Англии и по одному во Франции и Нидерландах. Одна из основных задач запуска - исследование влияния повышенной солнечной активности на физические параметры околоземного пространства. Предусмотрены, в частности, регистрация фотонов высокой энергии в первичных космических лучах, измерение электронной концентрации и температуры в магнитосфере, изучение ударной волны, создаваемой солнечным ветром у Земли, поиск источников гамма-излучений и др. Проведением научных экспериментов руководит Центр Годдарда. Программой предусмотрен запуск шести спутников OGO: трех на эллиптические орбиты с большим эксцентриситетом и наклонением порядка 30°, которые уже запущены (OGO-I, OGO-II и OGO-III) и трех на близкие к полярным орбиты с небольшим эксцентриситетом, из которых уже запущены два (OGO-IV и OGO-V) и планируется запуск еще одного. Первый спутник ОGO был запущен в 1964 г. в период минимальной солнечной активности, последний должен быть запущен в 1969 г. в период максимальной солнечной активности.

* См. Ежегодник БСЭ 1967 г., с. 506; спутник OCO-IV имел некоторые отличия (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 518, 519),

OV-1-13, OV-1-14 (табл., № 14-15). Исследовательские спутники из серии спутников OV-1 (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 518), запущены вместе одной ракетой-носителем.

OV-1-15, OV-1-16 (табл., № 32, 33). Исследовательские спутники из серии OV-1, запущены вместе одной ракетой-носителем. Спутник OV-1-15 имеет форму, обычную для спутников OV-1 (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 522, рис. 6), оснащен приборами для измерения физических параметров верхних слоев атмосферы. Спутник OV-1-16 представляет собой шар диаметром 61 см, оснащен акселерометрами, регистрирующими ускорения по трем осям. Предназначен для определения плотности атмосферы на высотах 150-300 км, что имеет большое значение для расчета траекторий баллистических ракет и орбит спутников.

OV-2-5 (табл., № 44). Относится к исследовательским спутникам серии OV-2, устанавливаемым в качестве дополнительной полезной нагрузки на экспериментальных ракетах-носителях «Титан IIIC». Спутник (рис. 4) предназначен для изучения радиации, возникающей при солнечных вспышках. Вместе с ним одной ракетой-носителем были запущены спутники OV-5-2, OV-5-4 (ERS-21) и LES-V1 (см. ниже). Для вывода спутников на орбиты был использован 11-й запуск ракеты «Титан IIIC». Сначала последняя (третья) ступень с четырьмя спутниками вышла на начальную круговую орбиту высотой - 200 км. Затем двигатели ступени были включены вторично и перевели ее на переходную эллиптическую орбиту, на которой отделился спутник OV-5-2 (см. табл., № 45). В апогее орбиты двигатели ступени были включены третий раз и перевели ее на орбиту, близкую к стационарной, на которой отделились все остальные спутники. В 1965 г. на орбиты были выведены два спутника этой серии (OV-2-1 и OV-2-3, см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 501), однако вследствие неисправностей в последней ступени ракет-носителей они не смогли выполнить своих задач. Разработка спутников OV-2-2 и OV-2-4 была прекращена. Сообщалось, что OV-2-5, последний спутник этой серии, является первым исследовательским спутником, выведенным на близкую к стационарной орбиту.

OV-5-2 (табл., № 45). Исследовательский спутник серии OV-5, предназначен для изучения радиации, возникающей при солнечных вспышках. Бортовая аппаратура обеспечивает регистрацию электронов с энергией от 0,04 до 5 Мэв.

OV-5-4 (табл., № 46). Исследовательский спутник серии OV-5, предназначен для исследования теплопередачи в жидкости в условиях невесомости. О предыдущем запуске спутников серии OV-5 (ERS) см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 516, 517.

LES-VI (табл., № 47). Экспериментальный связной спутник серии LES, предназначен в основном для исследования проблем, связанных с созданием тактической спутниковой системы связи. Имеет цилиндрическую форму (диаметр 1,2 м, высота 1,7 м). На всей боковой поверхности, за исключением «экваториального» пояса, смонтированы солнечные элементы (рис. 5), обеспечивающие электропитание всей бортовой аппаратуры, кроме электронных часов, для которых предусмотрена специальная батарея. По «экватору» расположены 22 оптических и инфракрасных датчика, а также другие устройства. Электронная аппаратура смонтирована на специальной «полке» в центральной части корпуса. На орбите стабилизируется вращением (10 об/мин). Ось вращения перпендикулярна плоскости орбиты, для коррекции ее положения служат две автоматические системы: магнитная и газодинамическая. Магнитная система, обеспечивающая ориентацию с точностью 2°, представляет собой усовершенствованный вариант системы, применявшейся на предыдущих спутниках LES. Вращающий момент создается двумя парами магнитных стержней, перпендикулярных друг другу и оси вращения. Газодинамическая система использует управляющие реактивные сопла, работающие на продуктах разложения аммиака. В автономной системе коррекции орбиты по долготе используются два солнечных датчика, датчик направления на Землю, электронные часы, указывающие истинное солнечное время, и вычислительное устройство. Спутник выведен на орбиту, близкую к стационарной, по командам с Земли он может переводиться в другую точку орбиты, при этом соответствующим образом перенастраиваются солнечные часы.

Задачами запуска являются: 1) Изучение возможности обеспечения устойчивой радиотелефонной и радиотелетайпной связи между несколькими наземными станциями тактической системы связи. Для этого на борту имеется многоэлементная антенна с электронной системой противовращения и круговой поляризацией, состоящая из 8 пар дипольных элементов и 8 пар щелевых элементов. На эту антенну работает приемопередатчик (225-400 Мгц) с передающим устройством мощностью более 120 вт. 2) Определение целесообразности использования в тактической системе связи перспективных радиотехнических средств, работающих в метровом и дециметровом диапазонах, при наличии радиопомех. 3) Изучение радиации. Подобно спутнику LES-IV (см. Ежегодник БСЭ 1966 г., с. 495), LES-VI регистрирует электроны с энергией от 130 до 2500 кэв. 4) Измерение альбедо Земли. 5) Изучение влияния радиации на солнечные элементы.

IDCSP-19,.... IDCSP-26 (табл., № 21-28). Связные спутники для военной системы связи. Для вывода на орбиты был использован 10-й запуск экспериментальной ракеты-носителя «Титан IIIC». После этого запуска число функционирующих спутников достигло 25. О предыдущих запусках см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 515.

ATS-IV (табл., № 39). Основное назначение - испытание гравитационной системы ориентации и стабилизации. Дополнительные задачи: испытания телевизионной камеры, предназначенной для съемки облачного покрова Земли; испытания цезиевых ионных двигателей; испытания системы, обеспечивающей двустороннюю связь по 600 каналам, и некоторого другого оборудования, предназначенного для установки на перспективных метеорологических, связных и навигационных спутниках. Имеет форму цилиндра (высота 1,83 м, диаметр 1,42 м), оборудован гравитационной системой, ориентации и стабилизации, использующей четыре стержня (макс, длина 37,5 м), образующих косой крест. Угол между каждым стержнем и местной вертикалью может регулироваться в диапазоне 11-31° с помощью специального механизма. Для демпфирования либрации служат два стержня длиной по 13,7 м. Телевизионная камера для съемки облачного покрова может работать как в дневное, так и в ночное время. Каждый снимок охватывает район 1850 X 1850 км. Для охвата всего видимого со спутника диска Земли камера должна сделать 64 снимка, на что потребуется 3 часа. Два испытываемых цезиевых ионных двигателя предназначены для коррекции орбиты (для этого могут также использоваться имеющиеся на борту управляющие реактивные сопла, работающие на продуктах разложения гидразина). Спутник оснащен системой связи сантиметрового диапазона, обеспечивающей передачу информации по радиотелефонным, телевизионным и телеграфным каналам, а также передачу в дискретной форме. В системе электропитания используются 21864 солнечных элемента и две никель-кадмиевые батареи. Согласно программе, вторая ступень ракеты-носителя со спутником сначала выводится на начальную орбиту, по которой обращается 1 час. Затем двигатели ступени включаются вторично и переводят ее на переходную орбиту с высотой апогея 36 000 км, на которой спутник отделяется от ступени. В апогее переходной орбиты включается бортовой РДТТ и спутник переходит на стационарную орбиту над Тихим океаном (107° з. д.). Фактически спутник остался на начальной орбите (см. табл.), так как не включились двигатели второй ступени (ракета «Кентавр») для перевода ее на переходную орбиту. Спутник не был стабилизирован, поскольку на такой орбите система стабилизации не эффективна. Несмотря на это, испытания ионных двигателей были проведены. Съемка облачного покрова не производилась. О предыдущих запусках спутников ATS см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 517.

ESSA-VII (табл., № 40). Метеорологический спутник. В метеорологической системе TOSS (см. Ежегодник 1967 г., с. 504) дополняет спутник ESSA-V, подобен ему по форме и размерам, оснащен двумя телевизионными камерами AVCS и датчиками радиации. Телевизионные изображения облачного покрова и данные о солнечной и земной радиации передаются (1697 Мгц) в реальном масштабе времени и с записи. О предыдущих запусках спутников ESSA см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 515, 516.

ESSA-VIII (табл., № 60). Метеорологический спутник, по форме и размерам подобен предыдущим спутникам ESSA. В системе TOSS дополняет спутник ESSA-VI, оснащен двумя телевизионными камерами системы APT. Изображения облачного покрова передаются (137,620 Мгц) в реальном масштабе времени.

TETR*-II (табл., № 54). Экспериментальный спутник, предназначен для юстировки оборудования станций слежения КИК для корабля «Аполлон» и для тренировки персонала этих станций, в частности будет отрабатываться «передача» корабля «Аполлон» от одной станции слежения к другой. Имеет форму восьмигранника. Запущен в качестве дополнительной полезной нагрузки вместе с космическим аппаратом «Пионер IX» (см. раздел «Космические аппараты») одной ракетой-носителем. До вывода на орбиту имел название TETR-D**.

* Test and Training Satellite - спутник для испытаний и тренировок. Ранее эти спутники назывались TTS.

** TETR-A использовался для наземных испытаний, TETR-B (TTS-1) выведен на орбиту (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 519), TETR-G предназначен для наземных испытаний.

ОАО-II (табл., № 57). Спутник-обсерватория, предназначен для астрономических исследований. Значительно модифицирован по сравнению со спутником ОАО-I (ОАО-А1), выведенным на орбиту 8 апреля 1966 г. (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., стр. 505, 506) с тем, чтобы предотвратить возникновение неисправностей (в частности, в системе электропитания), которые не позволили спутнику ОАО-1 выполнить свои задачи. Спутник предполагалось вывести на круговую орбиту высотой 771 км с наклонением 35°. Задачи запуска - наблюдения в ультрафиолетовых лучах отдельных звезд и звездных скоплений (для составления карты звездного неба). С помощью бортовых астрономических приборов предполагают, в частности, изучать: хромосферу звезд для определения их активности: красные гиганты и сверхгиганты, такие, как звезда Бетельгейзе; белые карлики; новые звезды; сверхновые звезды; химический состав звезд, в частности содержание гелия с целью выявления возможных ядерных процессов.

Корпус спутника (рис. 8) имеет форму 8-гранной призмы высотой 3 м с максимальным поперечным размером 2,1 м. Размах панелей с солнечными элементами 6,4 м. На борту установлен комплект приборов WEP (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., с. 506), предназначенный для наблюдения отдельных звезд с целью определения состава, плотности вещества и давления, и телескоп («Селескоп») Смитсонианской астрофизической лаборатории, предназначенный для наблюдения звездных скоплений. Объективы приборов WEP и объективы труб «Селескопа» направлены в противоположные стороны, поэтому наблюдения с их помощью проводятся поочередно. Комплект WEP, регистрирующий излучения в диапазоне 1000-3300 Ằ, включает: 1) Четыре телескопа-рефлектора, снабженные тремя сменными фильтрами, для регистрации излучения звезд, два из которых - излучение в районе 2000 Ằ и два - в районе 1200 Ằ; апертура телескопов 203 мм, продолжительность экспозиции (устанавливается по командам с Земли) 1/8; 1; 8 или 64 сек. 2) Телескоп-рефлектор, снабженный четырьмя сменными фильтрами, для регистрации туманностей; диаметр параболического зеркала - 406 мм. 3) Два сканирующих спектрометра с параболическими зеркалами. Данные, полученные от приборов WEP, регистрируются бортовым записывающим устройством в цифровой форме и передаются на Землю по телеметрическим каналам при прохождении спутника в зоне видимости станций слежения. «Селескоп» (227 кг) имеет четыре трубы с апертурой 317 мм. В фокальной плоскости каждой трубы установлена телевизионная камера «Ювикон», предназначенная для получения изображения астрономических объектов в ультрафиолетовых лучах в диапазоне 1050-3000 Ằ. Нормальная продолжительность экспозиции 60 сек., но по команде с Земли ее можно регулировать в диапазоне 6-300 сек. Изображения передаются на Землю в реальном масштабе времени отдельными кадрами с помощью цифрового кода. Считывание кадров от отдельных камер производится поочередно. В течение недели «Селескоп» может наблюдать 1,5% небесной сферы, поэтому, учитывая расчетную продолжительность активного существования спутника 6 -12 месяцев, планировались наблюдения не всей небесной сферы, а только 50 наиболее интересных ее участков.

Система ориентации и стабилизации должна обеспечивать ориентацию астрономических приборов с точностью 1± 0,25 угловой минуты в течение 50 минут, в ней используются шесть установленных на шарнирах звездных датчиков, представляющих собой телескопы-рефлекторы с апертурой 89 мм. Для обеспечения ориентации достаточно двух датчиков, остальные используются в случае затмения звезды-ориентира Землей или Луной, а также для удержания ориентиров при перенацеливании астрономических приборов с одной звезды на другую. Управляющими органами системы являются реактивные сопла, работающие на сжатом азоте. В случае потери звезд-ориентиров спутник автоматически переходит на инерциальное устройство RAPS*, связанное с солнечными датчиками, которые обеспечивают оптимальную ориентацию панелей с солнечными элементами.

Запуск первоначально намечался на 2 октября 1968 г., но неоднократно откладывался из-за различных неисправностей в ракете-носителе. 7 декабря спутник был выведен на близкую к расчетной орбиту (см. табл.) и сразу же ориентирован относительно Солнца с помощью устройства RAPS. 8 декабря были включены два звездных датчика, 9 декабря - остальные четыре. 11 декабря была открыта крышка, защищающая приборы комплекта WEP от Солнца, а через минуту включены эти приборы. Регулярные наблюдения с помощью приборов начались 16 декабря. До середины января 1969 г. спутник выполнил ~ 40 000 команд. В печати отмечалось, что это самый тяжелый и сложный исследовательский спутник, запущенный в США. Информацию от спутника принимают станции слежения в Росмене (США, шт. Северная Каролина), Кито (Экуадор), Сантьяго (Чили), в Австралии и на о. Мадагаскар. Планами NASA предусмотрены запуски еще двух спутников серии ОАО.

* Rate and Position Sensor System - система датчиков скорости и положения.

INTELSAT-3B (табл., №61). Второй* из серии спутников INTELSAT, предназначенных для применения в глобальной системе связи того же названия, которая должна использовать шесть спутников (часть из них запасные), выведенных на стационарную орбиту над Атлантическим, Индийским и Тихим океанами. Каждый спутник должен обеспечивать двустороннюю радиотелефонную связь по 1200 каналам. Ракета-носитель вывела спутник на эллиптическую орбиту с перигеем 270 км и апогеем ~ 36 000 км. Через трое суток при прохождении спутником апогея этой орбиты был включен бортовой РДТТ, обеспечивший перевод спутника на близкую к стационарной орбиту (см. табл.). Позже с помощью бортовых двигателей, предназначенных для коррекции орбиты, спутник был выведен в расчетную точку орбиты над восточным побережьем Бразилии. 24 декабря он был впервые использован для передачи коммерческой телевизионной программы, спустя несколько дней началась регулярная эксплуатация спутника.

*Запуск первого спутника этой серии (INTELSAT-3A) окончился неудачей вследствие неисправности в системе управления ракеты-носителя.

IRIS-I* (табл., № 18). Исследовательский спутник, в создании которого принимало участие несколько западноевропейских стран (головной является английская фирма Hawker Siddeley Dynamics). До вывода на орбиту имел названия F-2 и ESRO-IIB. На орбиту выведен запасной образец спутника ESRO-II, так как основной образец (F-l, ESRO-IIA), запущенный 29 мая 1967 г., на орбиту не вышел вследствие неполадок в двигателе третьей ступени ракеты-носителя. Предназначен для исследования космического и солнечного излучения. Выведен на близкую к полярной солнечно-синхронную орбиту** (см. табл.). Имеет форму 12-гранной призмы (рис. 6) высотой 0,85 м и максимальным поперечным размером 0,75 м. Силовой элемент конструкции - цилиндр с двумя полками для монтажа оборудования и каркасом для крепления панелей с солнечными элементами, теплозащитных экранов и днищ со специальным покрытием, через которые производится отвод тепла (пассивная система терморегулирования). На борту установлено семь комплектов научных приборов: протонный телескоп, состоящий из четырех детекторов, для регистрации протонов (1-100 Мэв) в основном солнечного происхождения и альфа-частиц (5-45 Мэв и 45-75 Мэв); два счетчика Гейгера-Мюллера для регистрации электронов (до 1 Мэв) и протонов (до 15 Мэв) в околоземном пространстве; телескоп, состоящий из двух сцинтилляционных счетчиков, двух пропорциональных счетчиков и счетчика Черенкова, для изучения изменения интенсивности потоков протонов и альфа-частиц при одинаковой магнитной жесткости (0,4-0,8 Гэв); газовый счетчик Черенкова, свинцовый сцинтилляционный счетчик и три фотоумножителя для регистрации электронов (в диапазоне Гэв) и протонов (>300 Мэв) в основном галактического происхождения; спектрометр, состоящий из пяти газонаполненных пропорциональных счетчиков, для регистрации рентгеновского излучения (1-20 Ằ); два блока детекторов, содержащих по два пропорциональных счетчика, для регистрации мягкого рентгеновского излучения (44-60 Ằ) солнечного происхождения; три детектора для регистрации протонов (35-1000 Мэв) галактического и солнечного происхождения и альфа-частиц (140-1200 Мэв). В системе электропитания используются 3500 солнечных элементов и никель-кадмиевые батареи. На орбите спутник стабилизируется вращением. Для нормальной работы научных приборов скорость вращения должна быть 15-40 об /мин. В момент отделения от ступени эта скорость составляла около 170 об /мин, для ее снижения использовались два грузика (~100 г) на тросах, которые затем отделились. Для поддержания скорости в заданных пределах служит управляющее реактивное сопло, работающее на сжатом азоте. Ось вращения спутника не должна отклоняться от направления на Солнце более чем на 10°. Заданная ориентация обеспечивается магнитной системой, использующей в качестве чувствительных элементов магнитометр и три солнечных датчика. На борту имеется также система демпфирования прецессии и нутации. Командный приемник, рассчитанный на прием 36 команд, работает на частоте 148,25 Мец, один телеметрический передатчик-на частоте 136,89 Мгц, второй - 136,05 Мгц. Приемник и передатчик используют 4 штыревые антенны.

* International Radiation Investigation Satellite - международный спутник для исследования радиации.

** «Sun-Synchronous» - так в американской печати называют орбиту, которая лежит в плоскости, проходящей через Солнце.

«Аврора»* (табл., № 48). Исследовательский спутник, в разработке которого принимали участие Англия, Бельгия, Дания, Испания, Италия, Нидерланды, Франция, ФРГ, Швейцария и Швеция. До вывода на орбиту имел название ESRO-I. Основное назначение- изучение геомагнитных явлений над полярными областями Земли в период максимальной солнечной активности. Корпус спутника цилиндрической формы (высота 1,53 м, диаметр 0,76 м), на нем смонтированы антенна и несколько развертывающихся на орбите стержней для выноса научных приборов. На борту установлены три группы научных приборов: 1) Приборы для регистрации тяжелых частиц в космических лучах.

2) Фотометры для исследования полярных сияний.

3) Зонд Ленгмюра для определения электронной и ионной концентрации и температуры. Для слежения за спутником и приема от него телеметрической информации используются созданные ESRO станции слежения системы ESTRACK, французские станции, принадлежащие CNES**, и американские системы STADAN. Управление спутником осуществляет Центр ESOC***, находящийся в Дармштадте (ФРГ).

* Не путать со спутником «Аврора I», запущенным 29 июня 1967 г. (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 518).

** Centre National d'Etudes Spatiales - Национальный центр по исследованию космоса.

*** European Space Operation Center - Европейский Центр работ в космосе.

«Хеос I» (табл., № 56). Исследовательский спутник, разработанный организацией ESRO (головная фирма Junkers Flugzeug- und Motorenwerke), предназначен для исследования энергетического спектра заряженных частиц в космических лучах, солнечного ветра и измерения напряженности межпланетного магнитного поля. Корпус спутника имеет форму 16-гранной призмы (рис. 7) высотой 0,79 м и максимальным поперечным размером 1,3 м. Общая высота спутника (с учетом длины стержня, на котором вынесен магнитометр) 2,4 м. Система электропитания включает 8576 солнечных элементов (43 вт), смонтированных на 16 боковых панелях, и серебряно-кадмиевую батарею емкостью 5 а-час (28 в). Пассивная система терморегулирования должна обеспечивать во внутренней 8-гранной оболочке спутника температуру от -15° до + 20° С, а на панелях с солнечными элементами от -100° до + 5°С. В системе связи используются телеметрический передатчик (136 Мгц; 5,5 вт), командный приемник (148,25 Мгц} и крестообразная турникетная антенна. Бортовая командная система рассчитана на 70 команд. На орбите спутник стабилизируется вращением (10 об /мин), причем соответствующие бортовые устройства позволяют изменять ориентацию оси вращения, что дает возможность регистрировать с помощью магнитометра различные компоненты напряженности магнитного поля. На борту установлены три реактивных сопла, работающих на сжатом азоте (250 ат), два из которых обеспечивают раскрутку спутника, а третье - изменение положения оси вращения. Расчетная продолжительность активного существования спутника ~1 год. Для слежения за спутником используются станции, расположенные на Бермудских островах, на полигоне Куру (Французская Гвиана), в Претории (ЮАР), в Реду (Бельгия) и Фэрбенксе (Аляска).

18 марта 1969 г. по команде станции слежения в Реду от спутника отделился и через 2 час. 42 мин. был подорван контейнер, содержащий смесь бария и окиси меди, в результате чего образовалось лилово-зеленое облако протяженностью 3000 км, по наблюдению которого предполагают определить некоторые параметры магнитного и электрического полей в околоземном пространстве. Отмечается, что по своим задачам «Хеос I» близок к американским ИСЗ IMP (см. Ежегодники БСЭ: 1968 г., с. 518, табл., № 36; 1967 г., с. 506, табл № 51; 1966 г., с. 496, табл., № 42; 1965 г., с. 487, табл № 45; 1964 г., с. 499, табл., № 46).

В 1968 г. в США запущены три космических аппарата: один - типа «Сервейер», один - типа «Пионер» и один - типа «Аполлон».

«Сервейер VII» («СервейерG»). Основные задачи полета: мягкая посадка на Луну; исследование рельефа Луны с помощью телевизионной камеры (ТВК); исследования механических свойств лунного грунта с использованием ковша-захвата; исследование химического состава грунта с помощью альфа-анализатора и магнитов. В отличие от предыдущих космических аппаратов (КА). «Сервейер», предназначавшихся для исследования лунной поверхности в предполагаемом районе посадки лунного отсека корабля «Аполлон», этот КА предназначался для исследования поверхности вне этого района. Для исследования был выбран район кратера Тихо (материковый район), находящийся вдалеке от лунного экватора, вдоль которого расположена зона (морской район), выбранная для посадки ЛО (рис. 11), что позволило бы обнаружить возможное различие в «геологическом» строении этих районов, а также вести съемку при существенно ином угле падения солнечных лучей. Стартовый вес КА -1037 кг, а на Луне - 286 кг. На борту установлены: панорамная ТВК; ковш-захват; альфа-анализатор; магниты (по одному прямоугольного сечения на двух опорах шасси и два U-образной формы на нижней поверхности ковша-захвата). Отмечается, что это первый КА «Сервейер», оснащенный всеми перечисленными приборами и устройствами для научных исследований. Было также установлено дополнительное зеркало, что позволило получать стереоскопические пары снимков. Запуск был осуществлен 7 января 1968 г. в 6 час. 36 мин. Вторая ступень ракеты-носителя («Атлас-Кентавр») с КА сначала была выведена на промежуточную орбиту, после чего (в Т + 34 мин. 38 сек.) двигатели ступени были включены вторично и перевели ее и КА на траекторию полета к Луне. 7 января в 23 час. 30 мин. с помощью верньерных двигателей была проведена коррекция траектории. Второй коррекции не потребовалось. Цикл автоматических операций, обеспечивающих посадку, начался 9 января (10 января-?-Хл.) в 0 час. 24 мин., когда КА находился на расстоянии ~ 1600 км от Луны, сближаясь с ней под углом 36° к местной вертикали. В 1 час. 02 мин. по команде радиолокатора AMR* были включены верньерные ЖРД и тормозной РДТТ. В 1 час. 05 мин. КА совершил посадку в 25 км к северу от кратера Тихо. Скорость КА в момент посадки составляла 3,3 м/сек. Через 42 мин. после посадки были сделаны первые снимки с разверткой 200 строк, а после установки в рабочее положение панели с солнечными элементами и остронаправленной антенны началась передача снимков с разверткой 600 строк. Позже начались эксперименты с использованием ковша-захвата и альфа-анализатора. 20 января КА был облучен с Земли лазером, луч которого регистрировался ТВК аппарата. Этот эксперимент проводился для исследования некоторых проблем лазерной связи. 23 января в 6 час. на участке посадки КА наступила ночь, бортовое оборудование было выключено и включены нагреватели. До этого была получена 21 000 снимков. 12 февраля, через несколько суток после восхода Солнца, была подана команда на включение оборудования и дополнительно получены снимки с разверткой 200 строк (с разверткой 600 строк не удалось). До очередного захода Солнца (20 февраля) проводились дополнительные эксперименты с помощью ковша-захвата и альфа-анализатора.

На основании предварительного анализа результатов научных исследований предполагают, что кратер Тихо образовался примерно миллион лет назад в результате столкновения с метеором диаметром 3 км или с ядром кометы. Состав грунта материкового района примерно такой же, как морского. Содержание кислорода 58 ± 5%, кремния 18,5 ± 3%, алюминия 8 ± 3%, кальция 6 ± 2%, магния 4 ± 3%, углерода 2% и железа 2 ±1 % (значительно ниже, чем в морях). Отмечается, что общее низкое содержание железа и магния опровергает гипотезу о лунном происхождении падающих на Землю метеорных тел.

Запуском КА «Сервейер VII» завершена программа «Сервейер». Всего было запущено семь КА, пять из которых совершили мягкую посадку на Луну (см. рис. 11), передали телевизионные снимки с ее поверхности, произвели исследования механических характеристик и химического состава лунного грунта. О предыдущих запусках КА «Сервейер» см. Ежегодник БСЭ 1968 г., стр. 523, 524. Директор Лаборатории реактивного движения, головной организации по программе «Сервейер», д-р Уильям Пикеринг заявил, что эта программа была одной из наиболее успешных программ США, и в результате была подтверждена правильность инженерных решений, выбранных для конструкции ЛО корабля «Аполлон». Основными научными результатами американские ученые считают: получение более 86 000 телевизионных снимков Луны; определение механических характеристик лунного грунта, в частности его несущей поверхности; определение физических и химических характеристик грунта; уточнение величины либрации Луны. Общий вывод по результатам исследований: «геологическая» эволюция Луны аналогична эволюции Земли - постепенное остывание горячей пластичной массы.

* Altitute Marking Radar - радиолокатор, регистрирующий высоту.

«Пионер IX» («Пионер D»). Космический аппарат для исследования межпланетного пространства. Запущен 8 ноября 1968 г. вместе со спутником TETR (табл., № 54) одной ракетой-носителем «Торад-Дельта». Выведен на гелиоцентрическую орбиту с перигелием -113 млн. км и афелием ~ 150 млн. км; период обращения ~298 суток. Вес - 67 кг, по форме и размерам аналогичен КА «Пионер VIII», запущенному в 1967 г. вместе со спутником TETR-1 (TETR-B) одной ракетой (см. Ежегодник БСЭ 1968 г., с. 526). Аппарат стабилизируется вращением (60 об /мин), ориентация оси вращения может изменяться с помощью управляющего реактивного сопла, работающего на сжатом азоте. Электропитание обеспечивают 10 368 солнечных элементов. Для терморегулирования используются 20 жалюзи, а также теплоотражающее покрытие на некоторых участках поверхности аппарата. На борту установлено 7 научных приборов: магнитометр для измерения (по трем осям) напряженности межпланетного магнитного поля; детектор плазмы, регистрирующий количество, направление движения, энергию и температуру частиц в солнечной плазме (электроны с энергией 14-1000 эв, положительные ионы с энергией 200-15000 эв); прибор для исследования распространения радиоизлучения; комплект детекторов («телескоп») для исследования энергетического спектра атомных ядер с энергией 1-1000 Мэв; прибор для исследования электрического поля; прибор для регистрации частиц в космических лучах солнечного и галактического происхождения в диапазоне 3-360 Мэв; детектор метеорных частиц весом от 5·10^-5 до 1·10¹² г.

«Аполлон VIII». Первый полет пилотируемого корабля вокруг Луны. Основные задачи полета: 1. Испытания модифицированной ракеты-носителя «Сатурн V». 2. Проверка способности третьей ступени ракеты-носителя обеспечить перевод корабля «Аполлон» с геоцентрической орбиты на траекторию полета к Луне (при запуске «Аполлона VI» этого сделать не удалось; см. раздел ИСЗ, с. 501). 3. Испытания в условиях полета к Луне маршевого и вспомогательных двигателей, системы наведения и навигации, системы связи. 4. Проверка действий экипажа и накопление информации, необходимой для повышения эффективности наземных тренировок. 5. Испытания средств командно-измерительного комплекса (КИК) и поисково-спасательного комплекса (ПСК). 6. Разработка методов более точного определения элементов селеноцентрической орбиты при использовании бортовых навигационных средств в сочетании с наземными средствами траекторных измерений. 7. Телевизионные передачи с борта (6 сеансов) с помощью экспериментальной камеры фирмы RCA. 8. Съемка с помощью двух фотокамер и двух кинокамер. Космонавты должны снимать: лунную поверхность вертикально при большом угле возвышения Солнца для изучения отражающих свойств поверхности; терминатор под некоторым углом для изучения возможности визуального определения характера рельефа; участки, намеченные для посадки ЛО корабля «Аполлон»; участки посадки аппаратов «Сервейер»; элементы рельефа, представляющие научный интерес, в частности лунные моря; поверхность Луны при малой освещенности и в отраженном свете Земли; солнечную корону; Землю с большого расстояния; зодиакальный свет; звездное небо. Предусматривалась также съемка космонавтами друг друга во время проведения операций, что имеет значение для будущих полетов.

Выведенный на селеноцентрическую орбиту космический корабль представлял собой ОБК «Аполлон». Он несколько отличался от корабля «Аполлон VII», в частности был снабжен остронаправленной антенной, модифицированными спальными мешками, подвешенными под двумя крайними креслами, и усовершенствованными амортизаторами кресел, рассчитанными на перегрузки до 8,5. Бортовые запасы рассчитаны на 11 суток. Для каждого космонавта предусматривалось 17 часов бодрствования и 7 часов сна в сутки, причем пилот ОБК и пилот ЛО отдыхают вместе, а командир корабля - в одиночестве. В течение 10 часов каждых суток работают все три космонавта и на эти периоды приходятся основные операции. Прием пищи три раза в сутки, суточный рацион каждого космонавта 2500 ккал. Космонавты стартуют в скафандрах с автономной системой жизнеобеспечения. После выхода на траекторию полета к Луне они их снимают и надевают легкие комбинезоны из тефлоновой ткани (вместо шлема надевается шапочка со шлемофоном), в которых и совершают весь полет. На случай возникновения аварийных ситуаций были предусмотрены запасные программы полета.

Запуск корабля был произведен в расчетное время 21 декабря в 12 час. 51 мин. (Т - 0) ракетой-носителем «Сатурн V» (AS-503) со стартовой площадки А комплекса № 39 на мысе Кеннеди. На борту находились космонавты Фрэнк Борман (командир корабля), Джеймс Ловелл (пилот ОБК) и Уильям Андерс (пилот ЛО). Стартовый вес ракеты-носителя с полезной нагрузкой составлял 2821 т, общий вес полезной нагрузки - 43 815 кг, в т. ч. ОБК - 28 870 кг (ОЭ - 5620 кг, ДО -23 250 кг), САС - 4037 кг, переходник -1882 кг и экспериментальный образец ЛО (LTA-B) - 9026 кг. Третья ступень с кораблем (общий вес на орбите 127 900 кг) вышла на геоцентрическую орбиту с перигеем 179,4 км и апогеем 190,14 км (расчетная орбита круговая высотой 191 км), при полете по которой проводилась проверка бортовых систем. В расчетное время (Т ч+ 2 час. 50 мин. 31 сек.) был повторно включен двигатель ступени, который перевел ее на траекторию полета к Луне. В Т + 3 час. 09 мин. корабль отделился от ступени, развернулся на 180° и некоторое время совершал с ней групповой полет. Космонавты фотографировали отделение переходника и оставшийся на ступени образец ЛО. По завершении группового полета космонавты включили вспомогательные двигатели корабля, которые обеспечили его удаление от ступени. Затем был слит жидкий кислород через основной двигатель ступени и включены ее вспомогательные двигатели. Это обеспечило расчетное приращение скорости (27 м/сек), однако вследствие недостаточного контроля ориентации ступень сблизилась с кораблем до 150-300 м. Было принято решение произвести не предусмотренное программой включение вспомогательных двигателей корабля, чтобы удалить его на безопасное расстояние. Большую часть времени на трассе Земля - Луна корабль ориентировался так, чтобы его продольная ось была под углом 90 ± 20° к направлению на Солнце. Для поддержания заданного температурного режима корабль проворачивался относительно продольной оси со скоростью 0,1 град/сек. В Т + 5 час. 40 мин. была установлена в рабочее положение остронаправленная антенна, которая обеспечила высокое качество связи. В Т 4+ 10 час. 55 мин. (расчетное время Т + 9 час.) на расстоянии ~ 9600 км от Земли была проведена первая коррекция траектории с помощью маршевого двигателя. Задержка коррекции была обусловлена тем, что для проведения ее был использован маршевый двигатель (а не вспомогательные) с целью его испытаний перед включением для перевода корабля на селеноцентрическую орбиту. В Т+ 31 час. 14 мин. на расстоянии 255 000 км от Земли начался первый сеанс телевизионной передачи с борта. Качество изображений кабины и космонавтов было удовлетворительным, а при съемке Земли с помощью телеобъектива - неудовлетворительным. В Т + 55 час. был проведен второй телевизионный сеанс. Качество съемки телеобъективом удалось улучшить, была показана Земля с расстояния 330 000 км. В Т + 61 час. была проведена вторая и последняя коррекция траектории на трассе Земля - Луна (от коррекций, запланированных на Т + 27 час. 30 мин. и Т + 47 час. 11 мин., отказались). В Т + 69 час. 08 мин., когда корабль находился на расстоянии 126 км от Луны, был включен маршевый двигатель, который обеспечил перевод корабля на эллиптическую селеноцентрическую орбиту с периселением 113 км (расчетн. 112 км), апоселением 312 км (315 км) и наклонением к плоскости лунного экватора 12°; период обращения 130 мин. Во время полета по этой орбите космонавты фотографировали поверхность Луны, проводили визуальные наблюдения и навигационные эксперименты. В Т + 71 час. 34 мин. был проведен третий телевизионный сеанс; космонавты показывали Луну. В Т + 73 час. 35 мин., совершив два витка вокруг Луны, космонавты включили (в периселении) маршевый двигатель, который перевел корабль на близкую к расчетной орбиту (расчетная орбита круговая высотой 111 км) с периодом обращения ~2 час. Во время полета по этой орбите космонавты продолжали съемку поверхности Луны и навигационные эксперименты. На шестом витке, в связи с переутомлением экипажа, Борман приказал прекратить все эксперименты. В Т + 85 час. 40 мин. был проведен четвертый телевизионный сеанс; космонавты показывали Луну. В Т + 89 час. 19 мин. 16 сек. на 10-м витке был включен маршевый двигатель для перехода с орбиты на траекторию полета к Земле. Скорость корабля в момент выхода на эту траекторию составляла - 2700 м/сек. На трассе Луна - Земля была проведена только одна коррекция траектории в Т + 104 час., когда корабль находился на расстоянии 310 000 км от Земли. От последующих двух коррекций, запланированных на Т + 119 час. и Т + 144 час., отказались, поскольку корабль двигался практически по расчетной траектории. В Т + 104 час. 24 мин. был проведен пятый телевизионный сеанс; космонавты показывали оборудование кабины, а также Землю. В Т + 127 час. 59 мин. был проведен шестой и последний телевизионный сеанс; была показана Земля с расстояния 180 000 км. По просьбе руководителей полета космонавты выполнили некоторые, не предусмотренные программой задания, в частности фотографировали Землю. В Т + 146 час. 31 мин. были подорваны пироболты, скрепляющие ОЭ с ДО, и последний с помощью вспомогательных двигателей был отброшен назад и в сторону. ОЭ вошел в атмосферу, угол входа 6,43° (расчетный 5,4-7,4°), скорость - 11 073 м/сек, температура на днище достигала 2650°С, в кабине не поднималась выше 21 °С. ОЭ приводнился в заданном районе Тихого океана в 15 час. 51 мин. 11 сек. 27 декабря в 5,4 км от авианосца «Йорктаун». Полет продолжался 147 час. 00 мин. 11 сек. (расчетн. 147 час.). На воде отсек перевернулся днищем вверх, но с помощью надувных шаров-поплавков был установлен в нормальное положение. В 17 час. 13 мин. космонавты были подняты на борт вертолета, который доставил их на авианосец. Средства КИК, обслуживающие полет корабля «Аполлон VIII», включали 14 наземных станций слежения, четыре корабельные станции и шесть специально оборудованных самолетов ARIA. Все эти средства входят в систему MSFN*. Кроме них, для обслуживания полета привлекались станции слежения системы STADAN и Министерства обороны США. Вся информация со станций собирается в Научно-исследовательском центре Годдарда и передается в Центр управления МСС (см. Ежегодник БСЭ 1967 г., с. 508). Команды из Центра управления на станции слежения передаются через Центр Годдарда. Центр управления обслуживали 1600 человек. Средства ПСК были дислоцированы в районе стартовой площадки; в районах по трассе полета; в основном, а также в запасных районах посадки. Центр управления средствами ПСК находился при Центре МСС (г. Хьюстон, штат Техас). Общая численность персонала, обслуживающего ПСК, составляла ~ 10 000 чел.

* Manned Space Flight Network - сеть (станций слежения) для пилотируемых космических полетов.

Американские космонавты У.Андерс, Дж.Ловелл и Ф.Борман - члены экипажа космического корабля «Аполлон-8».

Руководители программы «Аполлон» считают, что все задачи полета выполнены и он прошел исключительно успешно. Основные достижения: проведение сравнительно детальной разведки лунной поверхности; демонстрация способности человека проводить исследования лунного рельефа с полнотой, недоступной для автоматических аппаратов; некоторое уточнение гравитационных аномалий; демонстрация способности ОБК «Аполлон» и его экипажа совершать сложные космические полеты; получение большого количества ценной информации; резкое увеличение популярности американской космической программы в США и за границей.

Общие затраты на полет корабля «Аполлон VIII» составили 310 млн. долл., в т. ч. на изготовление ракеты-носителя - 185 млн. долл., корабля-55 млн. долл. и на обеспечение полета и пр.- 70 млн. долл.

Лит.: Aeronautical Journal, Aerospace Daily, Aerospace Technology, Aviation Week and Space Technology, Electronic News, Electronics, Flight, Interavia, Interavia Air Letter, Missile/Space Daily, NASA Release, Science News, Sky and Telescope, Spaceflight, Space World, Technology Week.