О первом искусственном спутнике Земли3

М. К. Тихонравов, доктор технических наук

К. Э. Циолковский, теоретически исследуя проблему полета в межпланетном пространстве, предсказывал появление искусственных спутников Земли, но при его жизни человечество еще не было подготовлено к запуску таких спутников.
В результате успешного выполнения нескольких пятилетних планов в СССР была создана высокоразвитая тяжелая индустрия и на ее базе среди различных новых отраслей промышленности — авиационная и ракетная техника. Наличие в Советском Союзе выдающихся инженеров и первоклассных ученых в области механики, физики, радиотехники и электроники позволило в течение ряда лет выполнить исследовательские и опытные работы по созданию средств ракетной техники, первых искусственных спутников Земли и других космических летательных аппаратов.
Инженерно-научный и производственный коллектив, возглавляемый Главным конструктором С. П. Королевым, в творческом содружестве с Академией наук СССР, другими конструкторскими бюро, научными учреждениями и заводами, в соответствии с программой Международного геофизического года, в результате напряженной работы создал ряд искусственных спутников Земли. Из них первый был отправлен в полет в космическое пространство, окружающее Землю, 4 октября 1957 г. Эта дата стала знаменательной для всего человечества.
К 1953 г. ракетная техника в СССР достигла такого развития, что стало возможным говорить о создании искусственного спутника Земли.
30 января 1956 г. было принято решение о создании в 1957—1958 гг. искусственного спутника Земли. Срок пробного пуска назначался на 1957 г.
Нужно заметить, что в 1955—1956 гг. в Академии наук академик М. В. Келдыш созвал ряд совещаний ученых разных специальностей, так или иначе заинтересованных в космических исследованиях. Каждое совещание было посвящено одному какому-либо вопросу: космическим лучам, ионосфере, магнитному полю Земли и т. д.
На повестке дня стоял один основной вопрос: что может дать искусственный спутник Земли (ИСЗ) для данной области науки, какие приборы нужно поставить на него и кто из ученых возьмется сконструировать их.
Следует подчеркнуть, что тогда уровень знаний о физических условиях в верхней атмосфере и в околоземном космическом пространстве был совершенно недостаточным. Последующие открытия таких новых явлений, как радиационные пояса Земли, магнитосфера и т. д., подтверждают это. До полета первых ИСЗ данные о плотности атмосферы на высоте нескольких сот километров по разным источникам существенно различались между собой, не было достаточно полных сведений о структуре ионосферы, условиях прохождения через нее радиосигналов, о степени метеоритной опасности.
Отсутствовали какие-либо экспериментальные данные по вопросам герметизации спутника, по обеспечению теплового режима спутника в космическом пространстве, энергопитанию его аппаратуры в течение длительного времени, управлению в полете с учетом погрешностей выведения, эволюции его орбиты и т. д.
Практическое, инженерное решение указанных выше проблем явилось основным содержанием проектирования первых космических летательных аппаратов. К этому следует добавить необходимость отработки вопросов точного выведения спутника или космического аппарата на заданную орбиту, методов работы наземного командно-измерительного комплекса и других средств.
С ноября 1956 г. велись исследования и расчеты по созданию корабля-спутника для полета человека, исследования по созданию спутника-станции и эскизные проработки для полета автоматического космического аппарата к Луне.
В том же году начались практические работы по первому спутнику (так называемому «Простейшему спутнику» — ПС).
Сам факт запуска первого в мире искусственного спутника Земли должен был явиться мощным стимулом для форсирования работ по исследованию и освоению космического пространства. И действительно, ПС послужил толчком для реализации ряда космических программ в нашей стране и за рубежом.
В других странах ученые тоже работали над проблемой искусственного спутника Земли. Но возникшие трудности не позволили им решить эту проблему в 1957 г. В основу проектирования ПС были положены следующие предпосылки.
Он должен быть максимально простым и надежным. Вместе с тем технические решения, по таким вопросам, как обеспечение герметизации, терморегулирования и т.д., должны соответствовать решениям, заложенным в проекте последующих, более совершенных космических аппаратов.
Корпус ПС должен иметь сферическую форму с целью наиболее точного определения плотности атмосферы по эволюции орбиты при неориентированном полете ПС.
Он должен быть снабжен непрерывно работающим, не менее чем в двух диапазонах частот, радиопередающим устройством достаточно большой выходной мощности для возможности приема его радиосигналов на значительных расстояниях большим числом наземных станций и радиолюбителями с целью получения статистических данных о распространении радиоволн через ионосферу в различных условиях.
Антенная система ПС должна обладать диаграммой направленности, максимально приближающейся к круговой, с тем чтобы исключить влияние вращения ПС на интенсивность принимаемых радиосигналов.
Для отработки методов измерения орбиты по пассивному отражению сигналов радиолокаторов на корпусе ракеты-носителя предусматривалось установить уголковые отражатели. Кроме того, на ракете-носителе предполагали поместить аппаратуру для регистрации космических лучей.
Энергопитание бортовой аппаратуры ПС должно осуществляться от электрохимических источников тока с высокой удельной энергоемкостью, обеспечивающих длительность работы аппаратуры не менее двух-трех недель.
Для контроля давления и температуры на борту ПС нужно поместить датчики, изменяющие вид радиосигналов при падении давления и выходе температуры за пределы установленного диапазона.
Размещение ПС на ракете-носителе и схема его отделения должны были обеспечить безотказность отделения и раскрытия антенн.
Радиопередающее устройство ПС должно было обеспечить: мощность излучения 1 Вт, работу на частотах около 20 и 40 МГц, передачу показаний двух сигнальных датчиков (давления и температуры внутри спутника) путем изменения соотношений длительности посылок радиопередатчиков и пауз между ними, питание от батарей из серебряно-цинковых аккумуляторов, время непрерывной работы 14 суток.
Радиоустройство должно быть выполнено в виде отдельного блока. Температура газа в объекте могла колебаться от —40 до +50°С, давление — от 100 мм рт. ст. до 1,2 ата, влажность 80%.
Запуск ПС должен был обеспечить практическую проверку процессов выведения спутника на орбиту и отделения его от ракеты-носителя; получение данных о плотности верхней атмосферы, необходимых для расчетов эволюции орбит и длительности существования спутников на орбитах; отработку радиотехнических и оптических методов измерений орбит; изучение прохождения радиосигналов различной частоты через ионосферу; проверку принципа терморегулирования в условиях космического полета и обеспечение герметичности.
ПС имел герметичный корпус сферической формы диаметром 586 мм по наружному обводу. Корпус был выполнен из алюминиевого сплава и состоял из двух полуоболочек, соединенных стыковочными шпангоутами. Герметичность стыка обеспечивалась уплотнительным кольцом из вакуумной резины прямоугольного сечения, закладываемым в кольцевую канавку одного из шпангоутов. Гермостык соединялся винтами. Передняя полуоболочка имела меньший радиус и закрывалась полусферическим экраном для обеспечения теплового режима. Четыре вваренные в нее фитинга служили для крепления оснований штыревых антенн. Задняя полуоболочка являлась одновременно радиационной поверхностью системы терморегулирования. Герметичный корпус заполнялся сухим азотом при давлении 1,3 ата. Для заправки имелся специальный клапан, штуцер с заглушкой и уплотнением из вакуумной резины.
Внутри корпуса ПС размещались: блок электрохимических источников тока (блок питания), радиопередающее устройство, вентилятор и воздуховод системы терморегулирования, коммутирующее устройство, датчики температуры и давления, бортовая кабельная сеть. На задней полуоболочке в корпусе имелся гермоввод для электроцепей. Блок источников тока состоял из трех батарей серебряно-цинковых аккумуляторов. Он имел форму восьмигранной призмы (поперечный размер 450 мм, высота 270 мм) с центральным прямоугольным каналом (170 X 180 мм), в который вставлялось радиопередающее устройство. Такая форма блока обеспечивала симметричную циркуляцию азота внутри герметичного корпуса и хороший съем тепла, выделяемого передатчиками. Блок питания крепился к стыковочному шпангоуту передней полуоболочки в восьми точках. Две батареи предназначались для питания радиопередающего устройства, а третья батарея — для питания вентилятора системы терморегулирования и коммутирующего устройства.
Радиопередающее устройство состояло из двух радиопередатчиков на лампах, работающих на частотах 20,005 и 40,0002 МГц (длина волн соответственно 15 и 7,5 м). Передатчики имели входную мощность 1 Вт. Сигналы, излучаемые передатчиками на каждой из частот, имели вид телеграфных посылок длительностью от 0,2 до 0,6 с. Один из передатчиков работал во время пауз в работе другого. При замыкании и размыкании контактов датчиков контроля давления (барореле с настройкой р=0,35 ата) и температуры (термореле с настройками Т1=+50°, Т2=0°С) изменялись частоты телеграфных посылок и соотношение между длительностью посылок и пауз между ними, что обеспечивало контроль герметичности и изменения температур внутри ПС.
Конструктивно радиопередающее устройство было выполнено в виде блока с внешними габаритами 100 X 130 X 390 мм, который с помощью амортизатора крепился к центральному узлу передней полуоболочки корпуса ПС; центрирование его в осевом канале блока питания и восприятие боковых нагрузок осуществлялось шестью пластинчатыми пружинами.
Антенная система состояла из четырех штырей — двух длиной 2,4 м и двух длиной 2,9 м. Штыри антенн были установлены на изоляторах и имели пружинные узлы, изменявшие угол установки при отделении ПС. При установке ПС на последней ступени ракеты штыри укладывались вдоль наружной образующей конического переходника (имевшего угол при вершине 46°) и удерживались в таком положении восемью зацепами; после отделения ПС от ракеты-носителя угол между противолежащими штырями увеличивался до 70°, что обеспечивало наилучшую диаграмму направленности антенной системы.
Система терморегулирования поддерживала устойчивый температурный режим внутри ПС при наличии переменных внешних тепловых потоков (при полете над освещенной стороной Земли и при заходе в ее тень). Она включала сдвоенное биметаллическое термореле, вентилятор с электропроводом и воздуховод, образованный внутренним диффузором и задней полуоболочкой гермокорпуса. Включение вентилятора производилось при температуре t=30°С, при этом циркулирующий азот осуществлял передачу тепла задней полуоболочке, внешняя поверхность которой имела коэффициент собственного излучения Е=0,35—0,4 при коэффициенте поглощения солнечной радиации As=0,23—0,27 и являлась радиатором, излучавшим избыток тепла в космическое пространство (на внешнем экране значения оптических коэффициентов составляли As=0,2—2,25, Е=0,05—0,1; на внутренних поверхностях — Е=0,8—0,9). При понижении температуры азота до t=20—23°С вентилятор выключался, что приводило к значительному увеличению теплового сопротивления между радиационной поверхностью и внутренним объемом ПС и предотвращало дальнейшее снижение температуры.
Весовая сводка ПС приведена ниже.
 

А: Корпус спутника 

 

13,9 кг
В том числе:    
  Полуоболочка верхняя 5,8 кг
  Экран 1,6 кг
  Прочие детали 0,6 кг
Б. Аппаратура, бортовая кабельная сеть и источники питания 58,4 кг
В том числе:    
  Блок источников тока 51,0 кг
  Передатчик 3,5 кг
  Дистанционный переключатель 1,6 кг
  Вентилятор 0,2 кг
  Диффузор 0,2 кг
  Бортовая кабельная сеть 0,7 кг
  Гермовыводы и пяточный контакт 0,4 кг
  Крепления 0,8 кг
В. Антенны   8,4 кг
Г. Детали общей сборки  0,3 кг
    81,0 кг

 Включение питания радиопередающего устройства и системы терморегулирования после выведения ПС на орбиту производилось коммутирующим устройством (дистанционным переключателем), которое срабатывало при замыкании пяточного контакта в момент отделения ПС от ракеты-носителя.

Отделение ПС осуществлялось пневмотолкателем с относительной скоростью 2,73 м/с. Для дублирования было предусмотрено пиротехническое устройство, обеспечивающее отделение со скоростью 1,45 м/с. Одновременно пружинным толкателем со скоростью 0,643 м/с производилось отделение головного обтекателя или защитного конуса, предохранявшего спутник от аэродинамических и тепловых воздействий на участке выведения, при прохождении плотных слоев атмосферы.
Последняя ступень ракеты-носителя с целью збежания воможного столкновения со спутником после его отделения притормаживалась с помощью реактивной cилы, создаваемой истечением газа из отверстия на верхнем днище баков окислителя за счет оставшегося давления в баке.
Для наблюдения за полетом ПС были организованы пеленгаторные пункты. пункты.
Руководителем испытательной службы был назначен Л. А. Воскресенский. Запуск был назначен на 4 октября 1957 г.
Ракета-носитель с первым искусственным спутником Земли стартовала 4 октября 1957 г. в 22 ч 28 мин 0,4 с по московскому времени.
После отделения ПС от последней ступени ракеты-носителя начали работать передатчики и был раскрыт уголковый отражатель на последней ступени (по нему определялось движение ракеты-носителя).
На следующий день первые места на страницах газет всего мира были отведены этому историческому достижению советской науки и техники. Никто не ожидал такого быстрого и блистательного успеха советских ученых и инженеров.
Наблюдения на первых пяти витках показали, что сигналы радиопередатчиков спутника хорошо прослушиваются. Над Москвой он прошел в 1 ч 48 мин (по московскому времени) 5 октября 1957 г. Начальный период одного оборота около Земли равнялся 96,2 мин (наклонение орбиты 65°).
Определение координат траектории последней ступени ракеты-носителя радиолокационными станциями продолжалось до конца ноября 1957 г. (до 5 ноября 1957 г. использовалось большое количество станций, но с 6 ноября 1957 г. вели наблюдения только с помощью десяти станций). После 15 ноября 1957 г. выдача информации прекратилась, так как, вероятно, разрушилась ткань уголкового отражателя на ракете-носителе.
Две станции вели засечки по ионизированному следу, возникавшему в верхних слоях атмосферы при движении ракеты-носителя, которая тоже стала искусственным спутником Земли. Таким образом, два искусственных спутника бороздили небо! Собственно, люди невооруженным глазом наблюдали только ракету-носитель: она хорошо была видна, и каждое прохождение ее было событием и собирало в Москве интересующихся, особенно около планетария.
Во время полета ПС определялся коэффицент поглощения радиоволн в ионосфере и исследовалось влияние ионосферы на распространение радиоволн. Кроме того, изучалась электронная концентрация выше максимума слоя F2. Радиосигналы передатчика, работающего на частоте 20 МГц, принимались на расстоянии 6—8 тыс. км. Дальний прием достигал 16—17 тыс. км (это было следствием волноводного распространения сигналов спутника).
Оптические наблюдения позволили определить параметры траектории ракеты-носителя. Они велись с помощью труб АТ-1, обслуживаемых любителями-астрономами из числа студентов вузов и работников обсерваторий. Была определена звездная величина спутника. Она оказалась для ПС равной 5—6m, а для ракеты-носителя 2m. Оптические наблюдения использовались для непрерывного уточнения расчетных элементов орбиты, прогнозирования движения спутника и выдачи целеуказаний для работы более точных приборов. Определялось время существования по изменению периода обращения по орбите.
Вследствие торможения ПС в атмосфере период его обращения в начале полета уменьшался за сутки (или за 15 оборотов вокруг Земли) примерно на 1,8 с.
ПС оставался на орбите как небесное тело в течение 92 суток и совершил при этом около 1400 оборотов вокруг земного шара. 4 января 1958 г. он вошел в плотные слои атмосферы и прекратил свое существование.
Большая степень торможения последней ступени ракеты-носителя привела к тому, что она в качестве спутника Земли просуществовала только около 58 суток. Уже 30 ноября 1957 г. было отмечено заметное уменьшение периода ее обращения (уменьшилась и высота полета). Особенно интенсивное снижение началось 1 декабря на трассе, проходившей через г. Иркутск — Чукотский полуостров — Аляску и далее вдоль западного побережья Северной Америки. Ракета-носитель вошла в более плотные слои атмосферы, разрушилась и сгорела.
В результате запуска первого спутника путем тщательных наблюдений за его полетом был собран ценный научный материал о законах движения искусственных спутников, о плотности верхней атмосферы и об ионосфере Земли; выяснились тепловые условия, в которых находился спутник; было установлено, что за время работы радиопередатчиков спутника, т. е. в первые две недели полета, не было ни метеоритных пробоев, ни нарушений герметичности.
Полет первого искусственного спутника Земли, подготовленный и осуществленный советскими людьми, открыл дорогу последующим спутникам, межпланетным станциям и полетам человека в космос. Полетом советского спутника Земли началась космическая эра с фантастическими перспективами освоения межпланетного пространства на благо будущих поколений человечества.

Далее…

Доклад, представленный автором на XXIV Международном астронавтическом конгрессе, состоявшемся в 1973 г. в Баку.