Земля – космос – Луна

АМЕРИКАНСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ЛУНЫ («РЕЙНДЖЕР», «СЕРВЕИЕР» И «ЛУНАР ОРБИТЕР»)

Аппарат «Рейнджер» («Скиталец»), предназначенный для фотографирования Луны на подлете, в развернутом положении имеет высоту 3,12 метра и максимальный поперечный размер 4,47 метра.

Аппарат оборудован следующими системами и устройствами: двигательной установкой, системой ориентации, телевизионной системой, радио- и телеметрической аппаратурой, системой электропитания (аккумуляторная батарея и панель с солнечными элементами).

Бортовая двигательная установка предназначена для коррекции траектории аппарата на среднем участке полета. Для управления вектором тяги служат четыре газовых руля.

В системе ориентации аппарата используются три гироскопа, шесть солнечных датчиков и один датчик направления на Землю. Исполнительными органами системы ориентации служат реактивные управляющие сопла, работающие на сжатом азоте.

Для передачи телевизионных изображений установлено два передатчика, а для приема команд и передачи телеметрической информации – бортовой приемо-передатчик.

Телеметрическая информация поступает от датчиков, измеряющих 200 различных параметров.

На аппарате установлено шесть телевизионных камер, оптические оси которых расположены под небольшим углом друг к другу, чтобы обеспечить частичное перекрытие изображений. Камеры скомпонованы в два независимых комплекта, каждый из которых имеет свой передатчик и свою серебряно-цинковую батарею. В первый комплект входят две камеры, а во второй – четыре, причем эти камеры передают изображение центральной части того участка поверхности Луны, который попадает в кадр камер первого комплекта.

Отсек аппарата, где размещаются телевизионные камеры, закрыт кожухом, имеющим форму усеченного конуса.

Аппараты «Рейнджер» запускались двухступенчатой ракетой «Атлас-Аджена».

К моменту отделения от второй ступени аппарату придавалась необходимая скорость (около 11 километров в секунду).

Через час после старта с помощью солнечных датчиков панели с солнечными элементами ориентировались на Солнце, и питание от аккумуляторных батарей переключалось на солнечные элементы. Затем включался датчик направления на Землю, и после соответствующего поворота аппарата заканчивалась его ориентация.

Примерно через 15 часов после старта включалась двигательная установка для коррекции траектории с целью обеспечения попадания аппарата в заранее выбранное место на поверхности Луны.

За 20 минут до встречи с Луной на аппарате по команде с Земли включались телевизионные камеры.

После сеанса фотографирования, при ударе о поверхность Луны, аппарат разбивался.

Первый аппарат «Сервейер» («Наблюдатель») для изучения Луны непосредственно с ее поверхности совершил мягкую посадку на лунную поверхность через 4 месяца после станции «Луна-9».

Космический аппарат «Сервейер» в сложенном положении устанавливается на ракете-носителе «Атлас Кентавр» и закрывается носовым обтекателем.

Каркас станции выполнен в виде усеченной трехгранной пирамиды из тонкостенных алюминиевых труб. На каркасе монтируется оборудование и системы, обеспечившие полет на Луну и мягкую посадку станции: системы управления полетом, связи и ориентации станции, три верньерных жидкостно-реактивных двигателя (ЖРД), тормозной ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), источники электропитания и телевизионная камера.

К верхней части каркаса крепится мачта, на которой расположены плоская направленная антенна и панель солнечных элементов. Антенна и панель солнечных элементов могут вращаться в любом направлении, что дает возможность ориентировать антенну на Землю, а панель солнечных элементов на Солнце.

На нижнем основании каркаса станции закреплено трехстоечное амортизирующее посадочное устройство.

На концах убирающихся штанг, шарнирно прикрепленных к раме, установлены всенаправленные конические антенны.

Чувствительная электронная аппаратура размещена в двух контейнерах. Температура в контейнерах регулируется с помощью активной системы терморегулирования. Пассивное терморегулирование остального оборудования, установленного вне контейнеров, осуществляется путем выбора соответствующего цвета и полировки поверхностей.

Силовая установка состоит из трех верньерных ЖРД и одного тормозного РДТТ. Верньерные двигатели используются для коррекции скорости на среднем участке траектории и для осуществления мягкой посадки на поверхность Луны.

Тормозной пороховой двигатель (РДТТ) установлен в Центре тяжести корпуса. Он гасит основную часть скорости аппарата при подлете к Луне. Крепление двигателя осуществлено взрывными болтами для сброса его после окончания работы.

Бортовая система дальней радиосвязи выполняет три функции:

– обеспечивает передачу и прием радиосигналов;

– производит дешифровку команд, поступающих на борт аппарата;

– получает и преобразует телеметрические параметры и телевизионное изображение к виду, удобному для передачи.

Для приема и передачи радиосигналов применяются три антенны – одна направленная с высоким коэффициентом усиления и две всенаправленные с низким коэффициентом усиления, два передатчика и два приемника с запросчиком-ответчиком.

Дешифровка команд производится блоком дешифровки, в котором поступивший на борт сигнал переводится в форму, удобную для выполнения соответствующей команды (например, подрыв пиропатрона).

Система управления полетом обеспечивает заданные положение и скорость аппарата с момента отделения от последней ступени ракеты-носителя до мягкой посадки на поверхность Луны.

В систему управления входят: оптико-механические датчики (основной датчик Солнца, датчик автоматического поиска Солнца, датчик звезды Канопус), инерциальный блок, радиовысотомер включения тормозного двигателя, радиовысотомер и доплеровские датчики скорости спуска, блок электронного управления полетом и три пары реактивных сопел, работающих на сжатом азоте.

Поступающая от датчиков информация обрабатывается в блоке электронного оборудования управления полётом, где вырабатываются команды, управляющие работой реактивных сопел, верньерных двигателей и тормозного ракетного двигателя.

Аппарат снабжен одной обзорной телевизионной камерой, предназначенной для панорамной съемки Луны после посадки аппарата, передачи на Землю данных всех экспериментов, проводимых на лунной поверхности, фотометрических и колориметрических измерений, осмотра самого аппарата, наблюдения за работой научных приборов и изучения изменений в грунте, вызванных посадкой космического аппарата.

Камера смонтирована почти вертикально и нацелена на подвижное зеркало, обеспечивающее обзор до горизонта. Вертикальное сканирование осуществляется с помощью зеркала, а горизонтальное – поворотом головки камеры на 360 градусов.

Для проведения научных исследований и различных экспериментов на Луне аппарат снабжен рядом устройств и приборов:

устройством для взятия проб лунного грунта с различных глубин;

приборами для анализа содержащихся в грунте химических элементов;

сейсмометром для слежения за сейсмической активностью Луны;

детекторами метеорных частиц для получения сведений о количестве, массе и траекториях полета частиц;

акустическими датчиками для проведения исследований по распространению звука;

приборами для исследования динамики посадки аппарата на Луну;

специальной установкой с захватывающим устройством для исследования механических свойств лунного грунта (на первых двух аппаратах не устанавливалась).

Принципиальная схема запуска, полета и мягкой посадки аппарата выглядит следующим образом.

На старте включаются двигательные установки первой и второй ступеней ракеты-носителя (РН) «Атлас». Через 142 секунды после старта выключаются двигатели первой ступени, и первая ступень сбрасывается. После сброса изолирующих панелей и носового обтекателя выключается двигатель второй (маршевой) ступени и происходит отделение ракеты «Атлас» от ракеты «Кентавр». Затем включается двигательная установка ракеты «Кентавр» (через 251 секунду после старта). По получении сигнала от системы наведения о том, что достигнута расчетная скорость свободного полета по заданной траектории в направлении Луны, двигательная установка выключается. Это происходит через 685 секунд после старта.

По сигналу программно-временного устройства через 57 секунд после старта производится отделение ракеты «Кентавр» от аппарата.

После отделения ракета с помощью своих тормозных Двигателей изменяет положение на 180 градусов и уходит в сторону. Цель этого маневра – выйти из поля зрения оптических датчиков аппарата, а также избежать столкновения ступени «Кентавр» с Луной.

После отделения ракеты на аппарате начинается цикл операций, осуществляемых по командам программно-временного устройства: разблокировка панели с солнечными элементами и установка ее в заранее рассчитанное положение, стабилизация аппарата, поиск Солнца, ориентация панели с солнечными элементами перпендикулярно лучам Солнца, установление связи с наземной станцией.

Через 6 часов после старта с Земли подается сигнал на выполнение аппаратом маневра для ориентации на звезду Канопус.

Ориентированный относительно Солнца и звезды Канопус аппарат совершает свободный полет, во время которого на Землю передается информация.

На основе полученных сведений в координационно-вычислительном центре подготовляются данные для коррекции траектории полета аппарата с тем, чтобы обеспечить посадку аппарата в расчетной точке на Луне. Вычисленные поправки для коррекции траектории полета вводятся в бортовое программно-временное устройство, в соответствии с которыми затем выдаются сигналы верньерным двигателям.

После выполнения маневра по коррекции траектории полета вновь производится ориентация аппарата на Солнце и звезду Канопус. Затем аппарат продолжает свободный полет до следующего важного этапа – мягкой посадки на Луну.

Подготовка аппарата к мягкой посадке на Луну начинается приблизительно на высоте 1600 километров от лунной поверхности. Стабилизация аппарата на Солнце и звезду Канопус прекращается, и с помощью гироскопов аппарат разворачивается так, чтобы ось тормозного РДТТ совпала с вектором скорости.

После установки тормозного РДТТ в нужном направлении по команде с Земли на высоте приблизительно 320 километров от поверхности Луны включается радиолокатор, регистрирующий высоту. Все последующие операции спуска осуществляются автоматически с помощью радиолокатора и программного механизма управления полетом,

На расстоянии 96 километров от лунной поверхности по наклонной дальности радиолокатор включает программно-временное устройство. По его командам через определенный интервал включаются верньерные двигатели а затем тормозной РДТТ. К моменту включения тормозного РДТТ скорость аппарата составляет приблизительно 2,68 километра в секунду.

Тормозной двигатель за 40 секунд работы уменьшает скорость аппарата до 112 метров в секунду. Через 12 секунд после окончания работы тормозной двигатель по команде с программного механизма сбрасывается с помощью взрывных болтов и свободно падает.

Программно-временное устройство управляет работой верньерных двигателей до момента, когда радиолокационный высотомер и доплеровский датчик скорости начинают получать сигналы, отраженные по поверхности Луны; расстояние до Луны в этот момент составляет приблизительно 4000 метров.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Для изучения метеорной обстановки аппарат оснащен 20 детекторами метеорных частиц.

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

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

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

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

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

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

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

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