Программой NASA по изучению межпланетного и окололунного пространства предполагалось создание космического аппарата, выводимого на селеноцентрическую орбиту с большим эксцентриситетом. Для сокращения сроков разработки и обеспечения минимальной стоимости аппарата в 1963 г. было принято решение о создании аппарата на основе ранее созданного спутника IMP (Interplanetary Monitoring Platform— платформа для наблюдения межпланетного пространства), предназначенного для исследования околоземного космического пространства. Исследовательский спутник IMP относится к спутникам Explorer серии S—74 (9). Космический аппарат, предназначенный для вывода на селеноцентрическую орбиту с большим эксцентриситетом, получил названия: АIМР-Anchored Interplanetary Monitoring Platform (т.e. поставленная «на якорь» платформа для наблюдения межпланетного пространства), LIMP—Lunar Interplanetary Monitoring Platform (лунная платформа для наблюдения межпланетного пространства), LAIMP — Lunar Anchored Interplanetary Monitoring Platform— (поставленная «на якорь» лунная платформа для наблюдения межпланетного пространства). Головной организацией по разработке и созданию этих аппаратов был назначен Центр космических полетов им. Годдарда, а организацией, ответственной за изготовление и сборку аппаратов,— Westinghouse Electric Corp. (6). Аппараты LIMP предназначены для решения следующих задач (6): измерения напряженности межпланетного магнитного поля, для чего аппараты, выводимые на селеноцентрические орбиты с большим эксцентриситетом, должны производить измерения в области межпланетного пространства, где влияние магнитного поля Земли на межпланетное магнитное поле становится несущественным (такое влияние неизбежно сказывается на результатах измерений межпланетного магнитного поля, проводимых спутниками с геоцентрических орбит); обнаружения магнитного поля Луны; изучения высокоэнергетичных частиц в солнечном и галактическом излучениях, проводимые в периоды пребывания аппарата в «тени» Луны; регистрации метеорных частиц в окололунном пространстве, а также частиц, выбиваемых метеоритами из лунного грунта, что имеет большое значение для осуществления программы Apollo; исследования взаимодействия солнечной плазмы и магнитных полей, именно, изучения магнитосферы Земли в зоне, где в результате взаимодействия магнитных полей Земли и Солнца установившийся поток идущих от Солнца частиц переходит в турбулентный. Ранее выведенный на геоцентрическую орбиту спутник Explorer XVIII проходит эту зону только 1 раз в год, тогда как аппарат LIMP, обращаясь по селеноцентрической орбите, проходит через нее ежемесячно (цель этого исследования — установление степени влияния магнитных полей и, в частности, магнитного поля Луны, на достижение солнечной плазмой поверхности Луны, что может определить степень опасности солнечной радиации для космонавтов на Луне); определение параметров гравитационного поля и распределения массы Луны, по замерам возмущений орбиты аппарата, регистрируемых системой внешнетраекторных измерений, имеющей погрешность при определении дальности 200 м, скорости — 2 м/сек. Результаты этих исследовании используются при осуществлении программы Apollo (6). Согласно первоначальному проекту вес аппарата—82 кГ, в том числе корпус и бортовое оборудование—38,2 кГ, научные приборы— 11,8 кГ, бортовой РДТТ— 32,0 кГ (6,9). Для обеспечения температурного режима приборов селеноцентрическая орбита выбирается таким образом, чтобы пребывание аппарата в тени Луны не превышало 1 часа, что позволяет обеспечить их работу в течение 6 месяцев. Для работы приборов в течение более продолжительного времени на аппарате необходимо устанавливать активные средства терморегулирования, например, жалюзи и створки по типу устанавливавшихся на аппарате Pioneer VI (6). Вопрос об установке активных средств на аппарате LIMP изучался рядом фирм.

Для запуска аппаратов LIMP выбрана ракета-носитель THORAD—Delta. Аппараты LIMP предполагалось выводить и селеноцентрическую орбиту (5) с высотой периселения 500-1500 км, апоселения 3000-10 000 км и наклонением 75° (в начале предполагалось выводить аппараты LIMP на круговую селеноцентрическую орбиту высотой ~30 000 км). Первоначальными планами запуск первого аппарата LIMP намечался на начало 1966 г. Одновременно с запуском аппарата LIMP на селеноцентрическую орбиту этими планами предполагалось вывести на геоцентрическую орбиту спутник IMP и сравнить результаты их измерений. Всего предполагалось создание 2-х аппаратов LIMP (9). По предварительным подсчетам, стоимость аппаратов LIMP превышает на 5% стоимость спутников IMP (6). Этапы осуществления программы Lunar Explorer приводятся ниже.

Назначение аппарата—проведение изучения Луны и окололунного пространства с селеноцентрической орбиты. В программу исследований входили регистрация космического излучения в окололунном пространстве, обнаружение ионосферы Луны, определение характеристик гравитационного и магнитного поля Луны; изучение солнечной плазмы и ее взаимодействия с магнитными полями, солнечного ветра и шлейфа магнитосферы Земли. Предусматривалось также определение влияния солнечного излучения на характеристики солнечных элементов и проверка эффективности их экранировки.

Рис. 40. Космический аппарат Explorer XXXIII

Запуск аппарата IMP-D (рис 40) произведен 1 июля 1966 г. с м. Кеннеди ракетой—носителем THORAD-Delta(Thor Advancer—Delta). Согласно программе полета аппарат должен быть вначале выведен на промежуточную геоцентрическую орбиту с высотой перигея 1300 км и апогея 6400 км, наклонением 175° и периодом обращения 10 час., а затем переведен на селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 1480 км и апоселения-7410 км. Вывод аппарата на селеноцентрическую орбиту предполагалось осуществить без коррекции траектории на среднем участке полета.

Полет ракеты-носителя на активном участке проходил с отклонением от программы: вследствие нерасчетной продолжительности работы двигателя II ступени аппарату была сообщена скорость (после разделения II и III ступеней) на 9 м/сек больше расчетной, а вследствие нерасчетного режима работы двигателя III ступени аппарат имел скорость после отделения от III ступени на 21,3 м/сек больше расчетной. Такое превышение скорости не могло быть скомпенсировано тормозным РДТТ, и перевод аппарата на селеноцентрическую орбиту стал невозможен. Установленные на аппарате приборы не рассчитаны на проведение измерений при полете по геоцентрической орбите, поэтому руководством полета было принято решение осуществить с помощью РДТТ перевод аппарата на геоцентрическую орбиту с большим эксцентриситетом подобную тем орбитам, на которые выводятся спутники серии IMP. После срабатывания РДТТ аппарат был переведен на геоцентрическую орбиту с высотой перигея 30 532 км и апогея 494 230 км, наклонением 29,0°, периодом обращения 13 сут. 12 час. 48 мин. Предполагаемое время существования аппарата >10⁶ лет. После выхода на эту орбиту аппарат получил название Explorer XXXIII, по международной системе обозначение 1966—58А. В случае вывода аппарата Explorer XXXIII на селеноцентрическую орбиту он получил бы название Lunar Explorer I (LIMP-D). Сразу после перевода аппарата на геоцентрическую орбиту начаты научные измерения (10). В январе 1967 г. по данным телеметрии напряжение в бортовой сети упало с нормального уровня 18,3 в до 13,5 в. Предполагалось, что причиной этого было короткое замыкание в электрической цепи. Некоторые системы спутника начали работать неустойчиво. Специалистами Центра Годдарда было предложено временно выключить постоянно работающий бортовой передатчик с тем, чтобы произошло резкое увеличение мощности в бортовых системах, что могло бы привести к ликвидации короткого замыкания. Для осуществления этого предложения 13 января в 4 часа 40 мин., из этого Центра на станцию слежения в г. Росмене была передана команда на разворот спутника и выключение передатчика, а затем со станции команды были посланы на борт спутника. Через 40 мин. после включения передатчика данные телеметрической системы показали, что напряжение в сети достигло нормального уровня. В период проведения этой операции аппарат находился на расстоянии 406 900 км от Земли.

Конструкция аппарата, состав служебного оборудования и научной аппаратуры (11) аппарата Explorer XXXIII - в основном такие же, как у аппарата Lunar Explorer II (см. раздел 3 настоящей главы). Вес аппарата на геоцентрической орбите—93,4 кГ, в том числе научной аппаратуры—9 кГ (вес земной).

Назначение аппарата (3,20) Lunar Explorer II такое же, как у аппарата Explorer XXXIII. Дополнительная задача — регистрация метеорных частиц в окололунном пространстве. Запуск аппарата произведен 19 июля 1967 г. в 14 час. 19 мин. со стартового комплекса № 17 м. Кеннеди ракетой-носителем THORAD—Delta. Согласно программе полета аппарат первоначально должен быть выведен на промежуточную геоцентрическую орбиту с высотой перигея 320 км и апогея 450 000 км. Полет ракеты носителя проходил по программе, близкой к расчетной. После выхода аппарата IMP-E на геоцентрическую орбиту он получил название Explorer XXXV, по международной системе обозначение 1967—70А. Ниже приводится программа полета ракеты-носителя THORAD— Delta с аппаратом IMP-E:

Т—момент старта;

T+1361 сек.—окончание работы РДТТ III ступени;

T+1390 сек.—начало работы устройства (грузики на тросах) для уменьшения скорости вращения III ступени с аппаратом (развертывание панелей с солнечными элементами и стержней с приборами позволяет снизить скорость вращения III ступени с аппаратом до 25 об/мин);

T+1405 сек. — развертывание панелей с солнечными элементами;

T+1415 сек.—откидывание стержней с магнитометрами;

Г+1445 сек.—отделение III ступени.

Аппарат был выведен на геоцентрическую орбиту с большим эксцентриситетом, двигаясь по которой примерно через 70 час достиг района Луны. 22 июля, в 9 час. 19 мин., когда аппарат находился на расстоянии 6 600 км от Луны, был включен по команде со станции слежения в г. Росмене РДТТ, который, проработав 23 сек., вывел аппарат на селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 764 км, апоселения 7 889 км и периодом обращения 11,5 час.

После вывода аппарата Explorer XXXV на селеноцентрическую орбиту он получил название Lunar Explorer II (LIMP-E). Расчетная продолжительность активного существования аппарата — 1 год. Через 2 часа после прекращения работы РДТТ он и теплозащитный экран были отделены от аппарата (5,20). Аппарат Lunar Explorer II—первый американский аппарат, выведенный на селеноцентрическую орбиту без проведения коррекции траектории на участке полета к Луне.

Конструкция аппарата (3, 5, 20) и состав служебного оборудования в основном такие же, как у аппарата Explorer XXXIII (IMP—D). Аппараты серии Lunar Explorer no конструкции и составу служебного оборудования в основном подобны спутникам серии IMP, выводимым на геоцентрические орбиты. Отличие в том, что на аппаратах Lunar Explorer в верхней части корпуса устанавливается тормозной РДТТ, осуществляющий перевод аппарата на селеноцентрическую орбиту. Корпус аппарата представляет собой восьмигранную призму, разделенную на 8 отсеков (А—Н). В отсеках расположено служебное оборудование и научная аппаратура, кроме двух магнитометров на 2-х стержнях, прикрепленных к корпусу аппарата. К корпусу крепятся также 4 панели с солнечными элементами, он изготовлен из немагнитных материалов с применением алюминиевых и магниевых сплавов и нержавеющей стали, что позволило уменьшить собственное магнитное поле аппарата. Компоновочная схема аппарата представлена на рис. 41.

Суммарный вес на траектории полета к Луне — 104,3 кГ, на селеноцентрической орбите — 68 кГ (вес земной). Максимальный поперечный размер—71 см, высота—18 см. Размах панелей с солнечными элементами — 2,77 м, размах стержней с укрепленными на них магнитометрами—4,47 м.

Система энергопитания (5, 20) состоит из 4 панелей с солнечными элементами и серебряно-кадмиевых батарей. Панели с солнечными элементами смонтированы на штанагах, прикрепленных к корпусу аппарата. Для аппаратов LIMP, выводимых на селеноцентрическую орбиту, Центром Годдар-да разработаны усовершенствованные панели с солнечными элементами. Основой панели служит алюминиевая сотовая конструкция с диаметром ячеек 6,3 мм, и толщиной 0,017 мм. К этой конструкции сверху крепятся 2 стеклопластиковые пластины толщиной по 0,037 мм, пропитанные эпоксидной смолой служащие изолятором. На внешней пластине крепится серебрянная сетка, являющаяся проводником. Использование сетки вместо обычных проводов предотвращает возникновение паразитных магнитных полей. К внешней пластине клеем RTV-40 крепятся солнечные элементы. Провода, крепящие солнечные элементы с серебряной сеткой, проходят через стеклопластиковые пластины. На 4 панелях смонтировано 7 680 солнечных кремниевых n—р элементов размером 1 x 2см, обеспечивающие мощность 38 вт при удельной мощности 16,2 вт/кг или 104 вт/м² (7). Серебряно-кадмиевые батареи обеспечивают работу систем аппарата в те периоды, когда панели с солнечными элементами не освещены Солнцем. Батареи рассчитаны на работу в течение 3,5 час, емкость батарей - 10 а-ч.

Рис. 41. Схематическое изображение космического аппарата Lunar Explorer II.
а) Вид сверху: 1 — управляющее реактивное сопло; 2 — панель с солнечными элементами; 3 — магнитометр Центра им. Годдарда; б) Вид сбоку: 1 — магнитометр Центра им. Годдарда; 2 — панель с солнечными элементами; 3 — тормозной РДТТ; 4 — магнитометр Центра им. Эймса.

В период совместного полета с III ступенью ракеты-носителя аппарат стабилизируется (5, 20) вращением со скоростью 120 об/мин, обеспечиваемым системой, установленной на III ступени. Стабилизация на орбите осуществляется вращением с помощью системы, установленной на аппарате. Ориентация оси вращения выдерживается с точностью ±0,5°. В системе используются оптические датчики направления на Луну (или Землю), исполнительными органами служат управляющие реактивные сопла, расположенные на концах 2 взаимно противоположных панелей с солнечными элементами. Рабочее тело — сжатый фреон — 12 (3). На anпарате Explorer XXXIII исполнительными органами служат 4 микродвигателя, разработанные Rocket Research Corp. и использующие сублимирующее твердое топливо, тягой по 4,5 Г. Изменение положения оси вращения может проводиться по командам с Земли.

Система связи (11) использует передатчик с мощностью на выходе 7 вт и рабочей частотой 136,110 Мгц и четыре дипольные антенны (на аппарате Explorer XXXIII установлен передатчик с частотой 136,02 Мгц). Тормозной РДТТ (ТЕ-М-458) (11), обеспечивающий перевод аппарата с геоцентрической на селеноцентрическую орбиту, аналогичен двигателю, разработанному для связного спутника SYNCOM. Двигатель от корпуса отделяется экраном, защищающим приборы от нагрева истекающими газами во время его работы. Экран прозрачен для солнечных лучей, так как солнечный нагрев необходим для обеспечения расчетного температурного режима (для детектора космических лучей и кодирующего устройства телеметрической системы). После прекращения работы РДТТ он и экран сбрасываются. Двигатель установлен в верхней части корпуса. Вес РДТТ — 36,3 кГ, тяга — 372 кГ, продолжительность работы — 22 сек.

Из 2 трехосных магнитометров (3, 4, 21) один предназначен для измерения напряженности магнитных полей в диапазоне 10^-6- 10^-4 э. Он смонтирован на одном из 2 стержней длиной 224 см, укрепленных на корпусе аппарата, разработан Центром им. Годдарда; второй магнитометр предназначен для измерения полной напряженности магнитных полей в диапазоне 2·10^-6—2·10^-3 э и изучения взаимодействия солнечной плазмы и магнитного поля. Магнитометр смонтирован на втором стержне длиной 224 см, укрепленном на корпусе аппарата, разработан Научно-исследовательским центром им. Эймса. Установка магнитометров вне корпуса аппарата позволяет предохранить их от воздействия собственного магнитного поля аппарата.

Ионизационная камера (3, 4, 21) в состав которой входит несколько детекторов энергетических частиц, расположена в отсеке G. Камера предназначена для регистрации протонов с энергией Е≥12 Мэв и электронов в космических лучах солнечного происхождения, высокоэнергичных частиц в хвосте магнитосферы Земли и в космических лучах галактического происхождения. Счетчики Гейгера—Мюллера (3, 4, 21) (3 шт.), которые входят в комплект детекторов частиц высоких энергий, расположены в отсеке Н. Они регистрируют электроны с энергией Е≥40 кэв, частицы низкой энергии в космических лучах солнечного происхождения и фотоны в рентгеновской области солнечного излучения на длине волны до λ=14 Ằ. Комплект детекторов энергетических частиц (3, 4, 21) проводит регистрацию электронов и ионов низкой энергии в окололунном пространстве у поверхности Луны и во фронте возможного скачка уплотнения около Луны. Детекторы плазмы(3, 4, 21) (2 шт.) предназначены для изучения солнечной плазмы в окололунном пространстве; имеют угол обзора 68° и размещены в отсеке D, разработаны Массачусетским технологическим институтом. Детекторы метеорных частиц (3, 4, 21) размещены в отсеке А и имеют направленное и всенаправленное действие; предназначены для регистрации, определения количества движения, кинетической энергии и скорости метеорных частиц в окололунном пространстве и рассчитаны на регистрацию частиц, имеющих скорость от 1,5 до 50 км/сек и массу от 10^-13 до 10^-9 Г. Направленный детектор имеет угод обзора 40°. Оба типа детекторов разработаны Университетом Темпла (17).

Проведение исследований по обнаружению ионосферы Луны и изучению ее влияния на прохождение радиосигналов было запланировано с помощью радиотехнического оборудования, установленного на аппарате (3). Исследования по изучению гравитационного поля Луны осуществлены по измерениям эволюции селеноцентрической орбиты аппарата (3). С помощью установленных на аппарате экспериментальных солнечных элементов были запланированы эксперименты по исследованию влияния солнечного излучения на характеристики солнечных элементов и проверка эффективности их экранировки. Солнечные элементы объединены в 4 группы по 16 элементов: 1-я группа не имела экранировки, 2-я группа имела стеклянный экран толщиной 25 мк, 3-я группа имела экран из спеченой двуокиси кремния толщиной 150 μ, и 4-я группа
имела экран толщиной 150 μ.

После аварийных полетов аппаратов Ranger III-V, которые подвергались термической стерилизации, что, как полагают, послужило причиной их аварии, было принято решение не проводить стерилизацию аппаратов, запускаемых для изучения Луны. В связи с этим аппараты по программе Lunar Explorer не подвергались стерилизации. Небезынтересны данные по присутствию микроорганизмов на этих аппаратах. Наличие микроорганизмов на самом аппарате при старте определялось путем экстраполяции результатов, полученных при взятии микробиологических проб на отдельных участках корпуса, а также проб воздуха вокруг аппарата. Была внесена поправка +20% (кроме Explorer XXXIII) на возможное перенесение микроорганизмов на аппарат с переходника и головного обтекателя. Данные по популяции микроорганизмов на аппаратах серии Lunar Explorer при старте приведены в таблице 21 (22).

В течение 1966—1967 гг. по программе запущено 2 аппарата, из которых один выполнил целевую задачу. Впервые в практике полетов американских аппаратов к Луне был реализован выход аппарата на селеноцентрическую орбиту без проведения коррекции на среднем участке траектории. Бортовые системы обоих аппаратов работали в основном без отказов. Неисправность систем ракеты-носителя явилась причиной невыполнения программы полета первого аппарата этой серии. Аппаратом Explorer XXXIII проведены исследования в околоземном пространстве при полете по орбите с большим эксцентриситетом. Установлено, что шлейф магнитосферы Земли простирается за орбиту Луны более чем на 120 000 км. Каждый месяц, примерно в течение 3—4 суток, Луна проходит через шлейф магнитосферы Земли, что обеспечивает некоторую защиту Луны от потока частиц высоких энергий, возникающих при вспышках на Солнце. Эти суточные периоды являются наиболее безопасными с точки зрения радиационной опасности для высадки космонавтов на Луну. Произведена регистрация фронта ударной волны, распространявшейся от Солнца после вспышки. Аппаратом Lunar Explorer II проведены исследования Луны и окололунного пространства. Основные научные результаты относятся к взаимодействию Луны с солнечным ветром и электромагнитным свойствам Луны (1, 2, 5, 8, 12, 13, 16, 18—20). Магнитное поле на лунной поверхности имеет напряженность менее 4·10^-5 э, а относительная магнитная проницаемость тела Луны не более 1,8. Наличие слабого магнитного поля свидетельствует об отсутствии проводящих слоев у поверхности и в недрах. У Луны не обнаружено ионосферы, она не имеет радиационных поясов, что подтверждается наличием слабого магнитного поля. Электропроводность Луны менее 10^-6 ом^-1/м в верхнем 100 км слое или еще ниже в случае более тонкого изолирующего слоя (10^-7 ом^-1 /м для верхних 10 км). Глубинные слои Луны имеют сравнительно низкую температуру не выше 980° С. Солнечный ветер достигает поверхности Луны, поскольку отсутствует фронт ударной волны (как перед Землей), что подтверждает отсутствие у Луны сильного магнитного поля. Позади Луны имеется «теневой» конус протяженностью более 160 000 км, свободный от солнечного ветра. Лунной магнитосферы и шлейфа не обнаружено.

Луна в целом представляет собой однородное тело. Однако, в связи с неодинаковой отражательной способностью отдельных районов лунных морей сделано заключение, что поверхность состоит из различных геологических пород. Возможно, что неравномерное отражение является результатом неодинаковой структуры отдельных пород. Слой грунта на поверхности морей тоньше, чем в гористых районах. Этот вывод сделан на основе исследований, проведенных с помощью бистатической радиолокационной станции, использующей передатчик и приемник, находящиеся в различных местах: передатчиком служил аппарат Lunar Explorer II, а приемником— 150-футовая радиоантенна Станфордского университета. Сигналы, отраженные от лунной поверхности, несут информацию о диэлектрической постоянной лунного вещества, которая прямо связана с твердостью вещества, отражающего радиоволны. Диэлектрическая постоянная в районе лунных морей на одну треть больше, чем в материковых районах Луны. В случае с Луной, чем выше диэлектрическая постоянная, свойственная отражающему участку, тем, по-видимому, ближе к поверхности располагаются твердые породы. Диэлектрическая постоянная для глубин от 25 см до многих метров составляет 3,0 ±0,2, причем в этом интервале глубин отсутствуют резкие скачки диэлектрической постоянной (23). При прохождении через шлейф магнитосферы Земли у Луны не было обнаружено заметного наведенного магнитного поля.

Далее...