ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ	АКАДЕМИЯ	НАУК
СОВЕТА МИНИСТРОВ СССР	СОЮЗА	СОВЕТСКИХ
ПО НАУКЕ И ТЕХНИКЕ	СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ	РЕСПУБЛИК
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ

ИТОГИ НАУКИ
СЕРИЯ
КОСМОНАВТИКА
главный РЕДАКТОРпрофессор К. Ф. Огородников
зам. главного редактора канд. физ.-мат. наук И. С. Щербина-Самойлова
УЧЕНЫЙ СЕКРЕТАРЬ РЕДАКЦИОННОЙ КОЛЛЕГИИ
канд. физ.-мат. наук JI. Н. Радлова
ЧЛЕНЫ РЕДАКЦИОННОЙ КОЛЛЕГИИ:
профессор Т. А. Агекян, академик В. А. Амбарцумян,
член-корр. АН СССР М. С. Зверев', профессор А. А. Изотов,
канд. техн. наук. А. В. Кондрашкоа, профессор М. Д. Коншин,
канд. физ.-мат. наук П. Г. Куликовский, профессор Д. Я. Мараыноз,
докт. физ.-мат. наук А. Г. Масевич, член-корр. АН СССР О. А. Мельников,
член-корр. АН СССР М. С. Молюденский,
член-корр. АН СССР Э. Р. Мустель,
докт. техн. наук J1. П. Пеллинен, член-корр. АН СССР В. В. Соболев,
докт. физ.-мат. наук Г. А. Чеботарев, член-корр. АН СССР И. С. Шкловский
МОСКВА 197 1

ИТОГИ НАУКИ
ИССЛЕДОВАНИЕ
КОСМИЧЕСКОГО
ПРОСТРАНСТВА
1969
А. В. Баевский
Космические автоматические аппараты США
для изучения Луны и окололунного пространства
(1958-1968 гг.)
МОСКВА 1971

Настоящий выпуск «Итоги науки», серия «Космонавтика»
содержит статью «Космические автоматические аппараты США
для изучения Луны и окололунного пространства. (1958—
1968 гг.)». В статье освещены этапы и основные научно-техниче¬
ские результаты осуществления 10-летней программы (1958—
1968 гг.) изучения Луны автоматическими аппаратами США.
Каждая глава посвящена одной из программ изучения Луны и
окололунного пространства. Приведены данные о ходе осущест¬
вления программ. В конце каждой главы дана библиография.
Ответственный редактор
канд. техн. наук К А. Гильзин

СОДЕРЖАНИЕ	стр.
I. Изучение Луны и окололунного пространства по программе
Pioneer	7
1. Программа создания	космических аппаратов Pioneer .	.	7
2. Экспериментальный космический аппарат	7
3.	Космический аппарат Pioneer I	 9
4.	Космический	аппарат	Pioneer	II	  9
5.	Космический	аппарат	Pioneer	III	  9
6.	Космический	аппарат	Pioneer	IV	 10
7. Космический аппарат	Pioneer V (Atlas-Able 4).	.	.	.	И
8. Космический аппарат	Pioneer VI (Atlas-Able 5А).	...	12
9. Космический аппарат	Pioneer VI (Atlas-Able 5В) ....	17
10. Некоторые итоги программы Pioneer	17
Библиография .	.	.		18
II. Изучение окололунного пространства по программе спутников-
зондов	.	  20
Спутник Explorer	X .	.		20
Библиография .	.	.		22
III. Изучение Луны по	программе Ranger	23
1. Программа создания	космических аппаратов Ranger .	.	23
2. Космический	аппарат	Ranger	I	25
3. Космический	аппарат	Ranger	II	30
4. Космический аппарат Ranger III	31
5. Космический	аппарат	Ranger	IV	41
6. Космический	аппарат	Ranger	V	41
7. Космический аппарат Ranger VI (Ranger А) ....	42
8. Космический аппарат Ranger VII (Ranger В) ....	48
9. Космический аппарат Ranger VIII (Ranger С) ....	50
10. Космический аппарат Ranger IX (Ranger D) ....	52
11. Финансирование	программы	Ranger	53
12. Некоторые итоги	программы	Ranger	53
Библиография	.	.	    59
IV. Изучение Луны по программе Surveyor	61
1. Программа создания	космических аппаратов Surveyor .	.	61
2. Космический аппарат Surveyor I (Surveyor А) ...	77
3. Космический	аппарат	Surveyor	II	(Surveyor	В)	...	95
4. Космический	аппарат	Surveyor	III	(Surveyor	С)	...	97
5. Космический аппарат Surveyor IV (Surveyor D)	106
6. Космический аппарат Surveyor V (Surveyor Е)	107
7. Космический	аппарат	Surveyor	VI	(Surveyor	F)	.	.	.114
8. Космический	аппарат	Surveyor	VII	(Surveyor	G)	.	.	.118
9.	Финансирование	программы	Surveyor	123
10. Некоторые итоги программы Surveyor	124
Библиография	.	.		134

V. Изучение Луны и окололунного пространства по программе
Lunar	Orbiter	137
1. Программа создания космических аппаратов Lunar Orbiter 137
2. Космический	аппарат	Lunar	Orbiter	I	(Lunar	Orbiter	A)	139
3. Космический	аппарат	Lunar	Orbiter	II	(Lunar	Orbiter	B)	154
4. Космический	аппарат	Lunar	Orbiter	III	(Lunar	Orbiter	C)	159
5. Космический	аппарат	Lunar	Orbiter	IV	(Lunar	Orbiter	D)	161
6. Космический	аппарат	Lunar	Orbiter	V	(Lunar	Orbiter	E)	164
7. Финансирование программы Lunar Orbiter	169
8. Некоторые итоги программы Lunar Orbiter	170
Библиография .	.	  178
VI. Изучение Луны и окололунного пространства по программе
Lunar	Explorer	181
1. Программа создания космических аппаратов Lunar Explorer	181
2. Космический аппарат Lunar Explorer XXXIII (IMP-D)	.	183
3. Космический аппарат Lunar Explorer II (LIMP-E) .	185
4. Некоторые итоги программы Lunar Explorer	190
Библиография . .	.	  191
Выводы	193

I. ИЗУЧЕНИЕ ЛУНЫ
И ОКОЛОЛУННОГО ПРОСТРАНСТВА
ПО ПРОГРАММЕ PIONEER
1.	Программа создания
космических аппаратов Pioneer
Разработка планов создания аппаратов Pioneer началась
в конце 1957 г. — начале 1958 г. Работы ;по программе про¬
водились под руководством NASA (Национальное управление
по аэронавтике и исследованию космического пространства).
Планами предусматривалось изучение Луны и окололунного
пространства с пролетной траектории и с селеноцентрической
орбиты, межпланетного пространства, отработка бортовых
систем. Этапы выполнения программы Pioneer приводятся
ниже.
2.	Экспериментальный космический аппарат (1—5, 7)*
Запускам космических аппаратов Pioneer предшествовал
запуск экспериментального космического аппарата, который
специального названия не получил, но имел обозначение
Project Able 1. Основная цель запуска — доставка в район
Луны космического аппарата и получение телевизионных изо¬
бражений обратной стороны Луны. Аппарат предназначался
так же для измерения космической радиации и напряженно¬
сти хмагнитного поля Земли и в пространстве между Землей
и Луной, обнаружения магнитного поля Луны и регистрации
микрометеорных частиц. Запуск аппарата (рис. 1) произве¬
ден 17 августа 1958 г. со стартового комплекса м. Канаверал
(с 1963 г. — м. Кеннеди), входящего в состав Атлантического
* Цифры в скобках соответствуют номерам литературных источников
библиографии, приведенной в конце каждой главы.
7

ракетного испытательного полигона (с 1963 г. — Восточный
испытательный полигон|) ракетой-носителем Thor-Able. Через
77 сек после старта из-за неисправности I ступени ракета-но¬
ситель взорвалась на высоте 16 км.
Суммарный вес аппарата — 37,9 кГ, в т. ч. корпуса с тор¬
мозным РДТТ — 20 кГ, бортового оборудования—17,9 кГ.
Аппарат имеет форму двух усе¬
ченных конусов, сложенных
большими основаниями с цилин¬
дрической проставкой между ни¬
ми. Высота аппарата — 76,2 см,
диаметр большего основания —
73,6	см. Корпус изготовлен из
стекловолокна. Система связи
включает две штыревые антенны
и два передатчика с рабочей час¬
тотой 108,06 Мгц и 108,09 Мгц и
мощностью 300 мет и 1 вт, соот¬
ветственно; второй передатчик
имеет пиковую мощность на вы¬
ходе 50 вт. Первый передатчик
^	^	„	предназначен	для	передачи	теле-
Рис. 1. Экспериментальный r	г
космический аппарат. метрических данных, второй —
телевизионных изображений об¬
ратной стороны Луны. Система
энергопитания — на химических батареях.
Ионизационная камера предназначена для измерения сум¬
марной космической радиации в диапазоне 0,5-Н06 рент¬
ген/час. Камера представляет собой цилиндрический алюми¬
ниевый сосуд объемом 43 см3, заполненный чистым аргоном
под давлением 13,6 атм при температуре 20° С. Камера всена¬
правленного действия, разработана Университетом штата Айо¬
ва и Лабораторией космической техники. Магнитометры
(Зшт.) предназначены для измерения напряженности магнит¬
ного поля Земли и в пространстве между Землей и Луной, а
также обнаружения магнитного поля Луны. Рассчитаны на из¬
мерение напряженности в диапазоне 10~'5-^2-10-2 э. Разрабо¬
таны Лабораторией космической техники. Детектор микроме-
теорных частиц предназначен для регистрации микрометеор-
ных частиц. Имеет два пороговых уровня чувствительностью'
1,5хЮ~4 гсм/сек и 0,5хЮ-2 гсм/сек и площадь чувствитель¬
ной поверхности 0,038 м2. Разработан Кембриджской научно-
исследовательской лабораторией ВВС. Сканирующая телеви¬
зионная установка предназначена для получения телевизион¬
ных изображений обратной стороны Луны. Разработана Ис¬
пытательной станцией Управления вооружения ВВС.
Головная организация по разработке аппарата — Лабора¬
тория космической техники при участии Управления нерспек-
8

тивного планирования научно-исследовательских работ Ми¬
нистерства обороны.
3. Космический аппарат Pioneer I (1—5, 7)
Цель запуска и назначение —как у'экспериментального
аппарата. Программа исследований предусматривала решение
задач в рамках МГГ. Запуск аппарата произведен 11 октября
1958 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Thor-Able. Расчетная
скорость не была обеспечена, аппарат не вышел на траекто¬
рию полета к Луне и 12 октября упал <в южной части Тихого
океана. Максимальное удаление от Земли— 113 830 км. После
отделения от ракеты-носителя аппарат получил обозначение
по международной системе 1958 т). Конструкция, состав слу¬
жебного оборудования и научной аппаратуры — как у экспе¬
риментального аппарата. Вес аппарата — 34,2 кГ.
Основные организации-разработчики те же, что и у экспе¬
риментального аппарата, программа исследований разрабо¬
тана ВВС США и Лабораторией космической техники.
4. Космический аппарат Pioneer II (1—5, 7)
Цель запуска и назначение — как у экспериментального
аппарата, программа исследований предусматривала решение
задач в -рамках МГГ. Запуск аппарата произведен 8 ноября
1958 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Thor-Able. В резуль¬
тате неисправности III ступени ракеты-носителя (не включи¬
лась двигательная установка) аппарат не вычпел на траекто¬
рию полета к Луне, вернулся в атмосферу и 8 ноября упал
в Атлантический океан недалеко от Африки. Максимальное
удаление от Земли — 1550 км.
Конструкция, состав служебного оборудования и научной,
аппаратуры — как у экспериментального аппарата, за исклю¬
чением сканирующей телевизионной установки, разработан¬
ной Лабораторией космической техники; в состав научной ап¬
паратуры дополнительно включен пропорциональный счетчик..
Суммарный вес аппарата — 39,2 кГ, в т. ч. бортового обору¬
дования—16,0 кГ. Основные организации-разработчики ап¬
парата, за исключением телевизионной установки, те же, чго-
и у экспериментального аппарата.
5.	Космический аппарат Pioneer III (8, 10)
Основная цель запуска — доставка аппарата на Луну. Ап¬
парат предназначался также для изучения радиации во внеш¬
ней зоне радиационного пояса. Запуск аппарата (рис. 2) про-
9

■иэведен 6 декабря 1958 г. с м. Канаверал. Ракета-носитель
Juno II не обеспечила расчетную скорость, аппарат не вышел
на траекторию полета к Луне.
7 декабря вернулся в атмосферу
и сгорел. Максимальное удале¬
ние от Земли 102 320 км. После
отделения от ракеты-носителя
аппарат получил обозначение по
международной системе 1958 0.
Суммарный вес аппарата —
5,9	кГ. Аппарат имеет форму ко¬
нуса высотой 58,4 см и диамет¬
ром основания 25 см. Корпус из¬
готовлен из стекловолокна и по¬
крыт золотой пленкой.
Система связи включает
(10) передатчик мощностью
180 мет и рабочей частотой
960,05	Мац. Антенной служит по¬
золоченный корпус аппарата. Си¬
стема энергопитания — на хими¬
ческих батареях.
В состав научной аппарату¬
ры входят 2 счетчика Гейгера-
Мюллера различных типов для
измерения радиации во внутрен¬
ней зоне радиационного пояса.
Счетчики предназначены для из¬
мерения интенсивности и протя¬
женности поясов радиации и ре¬
гистрации электронов, протонов,
рентгеновских и гамма-лучей. Счетчиком первого типа служит
трубка Гейгера—Мюллера типа Anton 302 со средней защи¬
той 1,0 а!см2 на более, чем 80% поверхности трубки, при мини¬
мальной защите 0,67 а/см2, Сшетчик второго типа предназна¬
чен для разрешения неоднозначных измерений, получаемых
при измерениях счетчиком первого типа. Им служит трубка
Гейгера—Мюллера типа Anton 213 с защитой приблизитель¬
но такой же, как у счетчика первого типа. Оба счетчика раз¬
работаны Университетом штата Айова.
Головная организация по разработке аппарата — Лабора¬
тория реактивного движения, программа научных исследова¬
ний разработана NASA.
Рис. 2. Космический
аппарат Pioneer III
(на подставке).
6- Космический аппарат Pioneer IV (8, 10)
Цель запуска и назначение — как у аппарата Pioneer III.
Запуск аппарата произведен 3 марта 1959 г. с м. Канаверал
10

ракетой-носителем Juno II. После выхода на траекторию по¬
лета <к Луне аппарат получил обозначение по международной
системе 1959 v. 4 марта аппарат достиг района Луны и про¬
шел от нее на расстоянии 60 050 км (расчетное значение —
-32 000 км). Из-за отклонения от зоны пролета не включился
фотоэлектрический датчик спускового механизма устройства
фотографирования Луны, и оно не было -испытано. Связь с
аппаратом поддерживалась в течение 82 час. до расстояния
655 300 км от Земли. При дальнейшем движении аппарат вы¬
шел на гелиоцентрическую орбиту с перигельным расстоянием
147.1 млн. км, афелийным расстоянием 173,6 млн. км, накло¬
нением к плоскости эклиптики 0,127° и периодом обращения
406,9	сут. Время существования аппарата — неограниченное.
В результате исследований получены данные о космической
радиации.
Конструкция, состав елубежного оборудования и научной
аппаратуры — как у аппарата Pioneer III, с некоторыми изме¬
нениями. Счетчик второго типа снабжен дополнительной за¬
щитой: цилиндром из свинца с закрытым сверху дном, закры¬
вающим счетчик сверху, и внутренним цилиндром из нержа¬
веющей стали. Свинцовый цилиндр обеспечил защиту 4,0 г/см2,
цилиндр из нержавеющей стали — 0,6 г/см2. Вес аппарата —
6.1 кГ.
Основные организации-разработчики аппарата те же, что
и для аппарата Pioneer III.
7.	Космический аппарат Pioneer V
(Atlas-Able 4) (1—5, 7)
Основная цель запуска — вывод аппарата на селеноцент¬
рическую орбиту. Аппарат предназначался для исследования
окололунного пространства, получения телевизионных изобра¬
жений Луны, изучения космических лучей, измерения напря¬
женности 'магнитного поля Земли и в пространстве -между
Землей и Луной, обнаружения магнитного поля Луны, ре¬
гистрации ми'Крометеорных частиц, изучения проблем радио¬
связи на больших расстояниях.
Запуск аппарата Pioneer V (рис. 3) произведен 26 ноября
1959 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Able с РДТТ
ABL-248 в качестве III ступени. На 45-й сек. преждевременно
отделился носовой обтекатель, прикрывавший аппарат, и под
воздействием аэродинамических сил III ступень с аппаратом
оторвалась от ракеты-носителя и упала в Атлантический оке¬
ан около Африки. Причина отделения обтекателя — сохране¬
ние в пространстве под обтекателем давления 1 атм. Для
устранения эт-ого явления при последующих запусках аппа¬
ратов Pioneer VI в обтекателе просверливалось отверстие.
11

Состав служебного оборудования — ка,к у аппарата Pio¬
neer VI (ом. ниже). Одно из различий —.применение двух:
передатчиков 'мощностью 5 и 150 и оборудования, связан¬
ного с телевизионным устройством. Вес аппарата—169 кГ.
Рис. 3. Космический аппарат Pioneer V.
В состав научной аппаратуры входят телевизионное уст¬
ройство, детекторы космических лучей, магнитометры, детек¬
торы метеорных частиц.
Головная организация по разработке аппарата и научной
аппаратуры — Лаборатория космической техники, программа
исследований разработана NASA и Управлением баллистиче¬
ских ракет ВВС. Стоимость создания и запуска аппарата
Pioneer V—14 млн. долл. Такое же название имел и аппа¬
рат, запущенный успешно 11 марта 1960 г. и предназначен¬
ный для исследования не Луны, а межпланетного пространст¬
ва между орбитами Земли и Венеры.
8.	Космический аппарат Pioneer VI
(Atlas-Able 5А) (1—7)
Основная цель запуска — вывод аппарата на селеноцент¬
рическую орбиту. Аппарат предназначался для исследования
окололунного пространства, измерений космической радиации,,
радиации в радиационном поясе Земли, напряженности маг¬
нитного поля Земли и в пространстве между Землей и Луной,,
обнаружения магнитного поля Луны, изучения солнечной
плазмы, определения связи космической радиации и явлений в^
радиационном поясе Земли с солнечной активностью, реги¬
страции метеорных частиц, измерения температуры новерхно-
12

• сти аппарата. Запуск аппарата (рис. 4) произведен 25 сен¬
тября 1960 г. с. м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Able
с РДТТ ABL-248 в качестве III ступени. До момента выклю¬
чения двигателя II ступени полет проходил по траектории,
Рис. 4. Космический аппарат Pioneer VI.
близкой к расчетной. Для вывода аппарата на селеноцентриче¬
скую орбиту с высотой периселения 6100 км и апоселения
9150 км предусматривалось проведение 5 коррекций траекто¬
рии: 1 коррекция — не позже чем через 60 сек после выклю¬
чения двигателя III ступени с приращением скорости
0,44 км/сек, еще 3 коррекции с приращением скорости и по¬
следняя, 5-я коррекция с уменьшением скорости на 0,9 км/сек
и доведением ее до 1,33 км/сек, через 60,5 час. после старта..
Однако двигатель II ступени проработал меньше расчетного
времени и не обеспечил требуемой скорости, аппарат не вы¬
шел на траекторию полета к Луне и 25 сентября упал в Аф¬
рике.
Суммарный вес аппарата—176 кГ. Корпус шаровой фор¬
мы диаметром 99 см изготовлен из алюминиевого сплава (9).
Корректирующая двигательная установка (9) предназначена
для коррекции траектории и перевода аппарата на селеноцен¬
трическую орбиту. Вес установки — 26 кГ. Двигательная уста¬
новка двухкамерная, первая камера расположена в передней
части аппарата с соплом, обращенным по направлению поле¬
та, вторая — с противоположной стороны с соплом против по¬
лета. Камеры расположены по оси вращения аппарата, сопла
.длиной по 20 см выступают за корпус. Топливом служит гид-
13

разин (вес 80 кГ), хранящийся в сферическом баке -при на¬
чальном давлении 28,5 кГ/см2. Для 'воспламенения в камеры
двигательной установки подается четырехокись азота, обра¬
зующая с гидразином самовоспламеняющуюся смесь; четы-
рехокись азота хранится в 6 бачках объемом по 8 смг, ката¬
лизатором служит окись аммония. Система подачи топлива —
вытеснительная с помощью сжатого азота, хранящегося в
двух сферических баллонах при давлении 140 кГ/см2. По мере
расходования азота давление в баллонах понижается и в
устройство, определяющее длительность импульса при коррек¬
ции, автоматически вводится соответствующая поправка. Для
подачи топлива в условиях невесомости аппарату придается
с помощью 10 микроракетных двигателей вращение вокруг
продольной оси, а горловины заборных трубопроводов распо¬
ложены по «экватору» бака. К первой камере топливо по¬
дается по 2 трубопроводам, ко второй — по 4. Камеры имеют
тягу от 7,3 до 11,3 кГ в зависимости от давления наддува ба¬
ка с гидразином. Продолжительность импульса определяется
потребной величиной коррекции, максимальный суммарный
импульс в направлении полета — 3400 кГ/сек, против поле¬
та— 12 200 кГ/сек. Удельная тяга каждой камеры 230 сек.
Степень расширения сопел — 50. Установка разработана Ла¬
бораторией космической техники.
Система связи включает 2 передатчика мощностью по
1,5	вт с рабочей частотой 378,2 Мгц, 2 приемника и 4 алю¬
миниевые дипольные антенны. В системе терморегулирования
(9) использованы активные и пассивные средства. В несколь¬
ких местах снаружи корпуса нанесено темное покрытие, при¬
крываемое четырехлопастными створами белого цвета. При
понижении температуры внутри корпуса до минимально до¬
пустимого уровня, темные участки открываются и поглощают
тепло, при повышении температуры до максимально допусти¬
мой эти участки прикрываются лопастями и тепло излучается
в пространство.
Система энергопитания имеет химические никель-кадмие-
вые батареи и солнечные элементы (1800	шт.),	расположен¬
ные на 4-х панелях.
Телескопы тройных совпадений (2 шт.) предназначены для
изучения космической радиации высокой и низкой энергий
в межпланетном пространстве, именно — определения типа и
энергии космических частиц (протонов, электронов, альфа-
частиц и более тяжелых частиц), изучения рентгеновских лу¬
чей и тормозного излучения. Каждый телескоп состоит из
7 пропорциональных счетчиков в виде пакета трубок — 6 тру¬
бок расположены по кольцу вокруг седьмой, центральной
трубки; оба телескопа имеют свинцовую защиту 5 Г/см2 во¬
круг пакета счетчиков. Телескоп для частиц высокой энергии
имеет счетчики из меди диаметром 12,6 мм, длиной 76,2 мм
14

и толщиной стенок 0,71 мм\ этим телескопом предполагалось*
регистрировать протоны с энергией £>75 Мэе, электроны с
энергией £>13 Мэе и (центральным счетчиком) тормозное
излучение с энергией £>200 кэв. АГелеакоп для частиц низкой
энергии, имеет счетчики из стали о толщиной стенок 2,0 ±
±0,1 мм и -свинцовой защитой на половине длины счетчиков;
этим телескопом предполагалось регистрировать протоны с
энергией £>10 Мэе и электроны с энергией £>0,5 Мэе. Поле
зрения телескопов более 180°, их общий вес — 4,1 кГ, энерго¬
потребление— 0,5 вт. Телескопы разработаны Университетом
г. Чикаго.
Ионизационная камера интегрирующего типа, объединенная
со счетчиком Гейгера, предназначена для изучения косми¬
ческой радиации. Камера разработана Калифорнийским тех¬
нологическим институтом и Лабораторией реактивного дви¬
жения и подобна камере, установленной на аппарате Ran¬
ger I, галогенный счетчик Гейгера с трубкой типа Anton 302v
разработанный Университетом штата Айова, аналогичен счет¬
чику, устанавливавшемуся на аппарате Pioneer IV. Объеди¬
ненная аппаратура разработана Университетом штата Мин¬
несота. Ионизационная камера предназначена для изуче¬
ния радиации в космическом пространстве вне атмосферы Зем¬
ли. Предполагалась регистрация протонов с энергией £>
>10 Мэе, альфа-частиц с энергией £>40 Мэе и электронов
с энергией £>0,5 Мэе. Точность измерений ± (0,5-М) %. Ка¬
мера всенаправленного действия. Энергопотребление — 4—
10 мет. Описание счетчика Гейгера приведено выше для ап¬
парата Pioneer IV Магнитометр такой же, как на экспери¬
ментальном аппарате.
Аппаратура для изучения космических лучей, разработан¬
ная Центром космических полетов им. Годдарда, предназна¬
чена для изучения природы космических лучей, их вариаций
вне магнитного поля Земли, связи солнечной активности с
интенсивностью космических лучей, механизма 11-летнего
цикла солнечной активности. В таблице 1 приведены харак¬
теристики аппаратуры.
Детектор микрометеоритов предназначен для определе¬
ния плотности потока микрометеоров по траектории полета
аппарата и на селеноцентрической орбите. Разработан
Центром космических полетов им. Годдарда. Аппаратура
для измерения температуры и изучения состояния поверх¬
ности аппарата разработана Центром космических полетов-
им. Годдарда.
Сцинтилляционный счетчик предназначен для регистрации
первичных электронов и протонов низкой энергии, он состоит
из пластикового сцинтиллятора диаметром около 25 мм и
толщиной стенок 6,3 мм, вмонтированного в фотоумножи¬
15

тель Dumont 6467. Счетчик регистрирует электроны с энер¬
гией £>200 кэв и протоны с энергией £>2 Мэе, разрабо¬
тан Лабораторией космической техники.
Таблица 1
№
п/п
Наименование
прибора
Назначение
Энергия
частиц,
Мэв
Вес прибора,
к Г
Размер
прибора,
мм
Энергопот¬
ребление, ВТ
1
Двойной сцин-
тилляционный
телескоп (со¬
стоит из двух
детекторов,
один из кото¬
рых—сцинтил-
Измерение полно¬
го потока косми¬
ческих лучей
0,765
5 08X635
1,25
Измерение потока
протонов
70—750
ляционный
счетчик).
Измерение потока
а—частиц низкой
энергии
Измерение потока
быстрых протонов
>700
2
Кристалличес¬
кий детектор
(CsJ)
Измерение энерге¬
тического спектра
протонов и элек¬
тронов
0,1—20
0,615
106,6 X
63,5
0,2
Регистрация гам¬
ма—лучей низкой
энергии солнечного
происхождения
3
Телескоп Гей¬
гера— Мюллера
0,400
127X63,5
0,3
защищенный
счетчик
Измерение энергии
потока протонов
75
Измерение энергии
потока электронов
8
счетчик
совпадений
Измерение энергии
потока космичес¬
ких лучей
75

Анализатор протонов (плазменный зонд) предназначен
для измерения потока протонов низкой энергии, их спектра,
концентрации протонов в солнечной плазме при солнечных
вспышках, изучения заряженных частиц в космосе и в ра¬
диационном поясе в период солнечной активности. Анализа¬
тором регистрируются протоны с энергией £ = 0,2—20 кэв с
точностью ±5%, угловое разрешение 20°, энергопотребление—
145 Мет; разработан Научно-исследовательским центром им.
Эймса.
Головные организации по разработке аппарата — Центр
космических полетов им. Годдарда и Лаборатория кос¬
мической техники, по разработке программы исследований —
NASA и Центр космических полетов им. Годдарда.
9.	Космический аппарат Pioneer VI
(Atlas-Able 5В) (1—5, 7)
Цель запуска и назначение — как у предыдущего аппа¬
рата. Запуск аппарата произведен 15 декабря 1960 г. с
м. Канаверал ракетой-носителем Atlas—Able с РДТТ
ABL-248 в качестве III ступени. На 68-й сек. после старта на
высоте 13 -км из-за преждевременного -включения двигателя
II ступени ракета-носитель взорвалась.
Конструкция, состав служебного оборудования и научной
аппаратуры — как у предыдущего аппарата, отличием явля¬
ется лишь установленный на аппарате дополнительно детек¬
тор протонов низкой энергии. Вес аппарата — 176 кГ.
Основные организации-разработчики аппарата — те же,
что и для предыдущего аппарата.
10. Некоторые итоги программы Pioneer
В течение 1958—1960 гг. в рамках программы исследова¬
ния Луны произведено 8 запусков аппаратов Pioneer. Все
они своих задач не 'выполнили. Программа состояла из 2-х
этапов. На первом этапе (1958—1959 гг.) предполагалось
провести исследования межпланетного пространства на тра¬
ектории полета к Луне и в окололунном пространстве; ос¬
новной задачей этапа была доставка аппарата в район Лу¬
ны и получение телевизионных изображений лунной поверх¬
ности. На этом этапе произведено 5 запусков, оказавшихся
неудачными из-за неисправности ракеты-носителя. Ввиду
этого было принято решение отказаться от ракеты-носителя
Thor-Able и использовать ракету-носитель Juno II. Посколь¬
ку эта ракета менее мощная, чем Thor-Able, то был разрабо¬
тан новый аппарат, в 6 раз меньшего веса, что сузило круг
2-6157
17

решаемых задач. Последующие два аппарата (Pioneer III и
Pioneer IV) (предназначались для полета в район Луны, ис¬
пытания бортовых систем и проведения ограниченного чис¬
ла исследований по изучению радиации во внешней зоне ра¬
диационного пояса и на траектории полета. Запуск аппарата
Pioneer III окончился неудачей из-за неисправности ракеты-
носителя, аппарат Pioneer IV был доставлен в район Луны,
но из-за неточного выведения на траекторию полета прошел
на чрезмерно большом расстоянии от Луны, что не позволило
провести запланированные испытания бортовых систем. По¬
лучены неокторые данные о космической радиации.
Вторым этапом программы (1959—1960 гг.) предусматри¬
вался вывод аппарата на 'селеноцентрическую орбиту и
проведение исследований в окололунном пространстве и в;
межпланетном пространстве по траектории полета. На этом
этапе произведено 3 запуска с использованием ракеты-носи¬
теля Atlas-Able с дополнительной III ступенью, что позволи¬
ло увеличить вес аппарата. Запуски также окончились не¬
удачей из-за неисправности ракеты-носителя.
В январе 1967 г. с использованием аппарата Pioneer VII
(предназначен для исследования межпланетного, пространст¬
ва, запущен 17 августа 1966 г. и выведен на гелиоцентри¬
ческую орбиту), проведен эксперимент по обнаружению
следов атмосферы Луны. Проведение эксперимента было
приурочено к моменту частичного радиозахода аппарата за
Луну. 45-метровым радиотелескопом Станфордского универ¬
ситета на аппарат были посланы сигналы на двух частотах,,
затем ретранслированные им и принятые станцией слежения
в Тидбинбилла (Австралия). С технической стороны экспе¬
римент прошел успешно.
Библиография
1. Chester М. Rockets and spacecraft of the world. New Jork, Norton,.
1964, 206 p. p., 1966, 6.62.2*
2. Cortringht E. M. Automated spacecraft of the United States. «Proc.
5th Internat. Sympos. Space Technol. and Sci., Tokyo, 1963», Tokyo,
AGNE Corp., 1964, 9—24 1966, 12.62.53
3. Gattland K. N. Spacecraft and boosters, London, Iliffe, 1964, 264 p. p.
4. H a v i 1 a n d R. P. Handbook of Satellites and space Vehicles. S. I. van
Nostrand Co., 1965, XYI, 457 p. p.
5. Le GalleyDonaldP. Introduction-programs for the conquest of space
«Space Phvs.» New Jork—London—Sydney, John Wiley and sons, Inc..
1964, 1—42! 1965, 7.62.128.
* В конце каждого библиографического описания дана ссылка на
номер соответствующего реферата в РЖ.
18

^4 СТ5
. Lunar satellite. «Aeroplane and Astronaut.», 1960, 99, № 2560, 638—639.
. N i с к s О. W. Space-sciences-lunar and planetary exploration. «Proc.
Conf. Space—Age Plann., 3rd Nat. Conf. Peaceful Uses Space, Chicago,
1963.», Washington, D. C., NASA, 1963, 27—36. 1965, 10.62.102
8. P i с к e r i n g W. H. History of the Juno cluster system. «Astronaut.
Engng. and Sci.», New York—Toronto—London, McGraw—Hill Book
Go., Inc., 1963, 203—214. 1965, 7.62.69
9. Pioneer VI designed for Moon orbit. «Aviat. Week and Space Technol.»,
1960, 73, №11, 56—57, 59. 1962, 1.51.670
10. S h u к 1 a S. Problems of space communication. «Univ. Roorkee Res. J.»,
1965, 8, № 3—4, Part. 4, 1—8.
2*

II. ИЗУЧЕНИЕ ОКОЛОЛУННОГО ПРОСТРАНСТВА
ПО ПРОГРАММЕ СПУТНИКОВ-ЗОНДОВ
В программе NASA по изучению окололунного простран¬
ства предусматривалось создание спутников-зондов, получив¬
ших обозначение Р-14 (P-Probe-зонд). К этой серии отнесен
спутник Explorer X.
Спутник Explorer X (1—3)
Назначение спутника — измерение физических парамет¬
ров окололунного пространства со стороны, обращенной к
Земле, и некоторых характеристик космического простран¬
ства. Предусматривалось осуществить измерение характери¬
стик магнитного поля Луны и регистрацию протонов в сол¬
нечной плазме.
Запуск спутника Explorer X произведен 25 марта 1961 г.
с. м. Канаверал ракетой-носителем Thor-Delta, спутник вы¬
веден на орбиту с высотой перигея 221 км и апогея
181 ООО км; наклонением 33° и периодом обращения 83 час.
33 мин. По международной системе спутник получил обо¬
значение 1961 х. Информация со спутника принималась в
течение 64 час., в т. ч. в течение 20,5 час. после прохожде¬
ния апогея. Прием информации и слежение осуществлялись
станциями в Голдстоуне, на полигоне Вумера и радиоастро¬
номической обсерваторией Джодрелл-Бэнк. 28 марта 1961 г.
связь со спутником прекратилась. Проведенные исследова¬
ния позволили обнаружить на расстоянии более 100 тыс. км
от Земли магнитное поле напряженностью свыше 2* 10—5 э.
В корпусе спутника цилиндрической формы диаметром
49,2	см размещается служебное оборудование и часть
научной аппаратуры. К корпусу прикреплена опорная труба
из фибергласса, на вершине которой смонтирована электри¬
чески заряженная сфера с установленным внутри магнито-
20

метром. К корпусу прикреплены 4 антенны и два стержня, на
концах которых смонтированы магнитные вариометры. Схема
и размеры спутника показаны на рис. 5. Вес спутника —
35,8 кГ.
Рис. 5. Схема спутника Explorer X.
1 — магнитометр на парах рубидия; 2 — гене¬
ратор колебаний магнитометра; 3 — магний;
4 — зонд для изучения солнечной плазмы;
5 — магнитный вариометр (2 шт.); 6 — секция
химических батарей; 7 — модули электронного
оборудования; 8 — антенна (4 шт.); 9 — опти¬
ческий датчик углового положения; 10 — опор¬
ная труба; 11 — сфера.
Система энергопитания состоит из 168 серебряно-цинко¬
вых батарей, рассчитанных на 55 час. работы, с выходной
мощностью 18 вт. Батареи проработали 60,5 час. при обеспе¬
чении полной мощности и 3,5 час. с выдачей пониженной
мощности. В аппаратуру связи входят передатчик и
4 антенны. Рабочая частота передатчика—108 Мец, энерго¬
потребление — 6 вт.
Магнитометр на парах рубидия-87 предназначен для из¬
мерения напряженности и направленности магнитного поля и
определения его временных и пространственных вариаций.
Прибор размещен в сфере диаметром 33 см и рассчитан на
измерение полей напряженностью до 10_3 э, чувствитель¬
ность— 10-7 э. Вес магнитометра — 2,6 кГ, потребляемая
21

мощность — 4,1 вт. Разработан под руководством Центра
космических полетов им. Годдарда.
Магнитные вариометры (2 шт.) предназначены для изме¬
рения напряженности и направленности межпланетного маг¬
нитного поля в пространстве между Землей и Луной. Каждый
вариометр состоит из 3 датчиков, измеряющих компоненты
магнитного поля по трем направлениям в диапазоне 10“4-^
-И0-2 э, точность измерений ±10-4 э. Энергопотребление
каждого вариометра 405 мет. Вариометры разработаны Уни¬
верситетом штата Нью-Гэмпшир.
Зонд для изучения солнечной плазмы (ловушка Фара¬
дея) предназначен для определения скорости тепловых про¬
тонов в солнечной плазме с энергией £=120—2500 эв на
расстояниях 10—15 земных 'радиусов в течение 60 часов.
Чувствительный детектор зонда установлен в корпусе спут¬
ника, угол обзора его около 1 стерадиана, энергопотреб¬
ление—0,4 вт. Зонд разработан Массачусетским техноло¬
гическим институтом.
Библиография
1. Astrolog. «Flight Internat.», 1962, 82, №2861, 783
2. Explorer X findings. «Missiles and Rockets», 4961, 8, № 14, 11
3. P-14 ready for deep space debut. «Missiles and Rockets», 1961, 8, № 13, 17

III. ИЗУЧЕНИЕ ЛУНЫ ПО ПРОГРАММЕ RANGER
1.	Программа создания космических аппаратов Ranger
В 1959 г. NASA был разработан и 21 декабря 1959 г. при¬
нят план дальнейшего изучения Луны, предусматривавший
создание аппаратов Ranger («Странник»). Руководство рабо¬
тами ino программе Ranger до 1963 г. осуществлялось Лабо¬
раторией реактивного движения Калифорнийского политехни¬
ческого института, работавшей по контрактам NASA. В марте
1963 г. был заключен контракт NASA с фирмой Northrop
Corp., сначала некоторое время работавшей совместно с Ла¬
бораторией реактивного движения, а затем ставшей головной
по разработке и изготовлению аппаратов Ranger (19).
Изучение Луны по программе Ranger планировалось в
несколько последовательных этапов. На первом этапе пред¬
полагались запуски аппаратов с фотоустановкой для получе¬
ния снимков лунной поверхности до момента падения аппара¬
та на Луну. На втором этапе (весна 1961 г.) —доставка аппа¬
рата к Луне и отделение от него на расстоянии около 30—
40 км от Луны контейнера с научным оборудованием; уста¬
новленным на контейнере тормозным двигателем скорость па¬
дения должна была снижаться до 150 м/сек. Предполагалось
создание аппарата весом 360 кГ, в т. ч. приборный контейнер
45 кГ (без тормозного двигателя) и тормозной двигатель —
90 кГ. В контейнере устанавливаются сейсмометр, приборы
для измерения температуры и телевизионная камера для по¬
лучения изображений лунной поверхности перед падением.
Амортизатором при падении контейнера служит разрушаю¬
щаяся сотовая конструкция. Были заключены контракты
NASA на изготовление контейнера — с Ford Motor, тормозного
двигателя — с Thiokol Chemical Corp., сейсмографа— с Ко¬
лумбийским университетом и Калифорнийским политехниче¬
ским институтом (18). В дальнейшем планы были изменены
и принято решение о запуске нескольких аппаратов Ranger
23

на геоцентрическую орбиту для проверки надежности и рабо¬
тоспособности бортовой аппаратуры и проведения научных:
исследований. Этот этап должен был стать подготовительным
перед целевыми запусками аппаратов к Луне в 1961 г. с по¬
мощью ракет-носителей Atlas-Agena В. Предполагалось соз¬
дание аппаратов весом 320—360 /сГ, снабженных панелями с
солнечными элементами (площадью 1,8 м2), обеспечивающи¬
ми мощность 10 вт и химическими батареями весом 54,5 кГ,
емкостью 7 квт-ч при 35 час. непрерывной работы. Связная
аппаратура включает два передатчика мощностью 0,25 и 3 вт,
работающие в диапазоне от 1000 до 2300 Мац. На аппарате
устанавливаются магнитомер, ионизационная камера, анали¬
затор корпускулярного излучения Солнца и детектор излуче¬
ния La. Предусматривался запуск аналогичных аппаратов
Ranger I и Ranger II на геоцентрическую орбиту с большим
эксцентриситетом (высота перигея несколько сот километ¬
ров, апогея — около 1 млн. км). Обращаясь по такой орбите
аппарат совершит 1—2 оборота продолжительностью около
2 месяцев каждый. Одна из основных задач запусков — ис¬
пытания системы ориентации. По программе полета, после
сброса носового обтекателя, прикрывающего аппарат на ак¬
тивном участке полета ракеты-носителя, раскрываются панели
с солнечными элементами и аппарат беспорядочно кувыркает¬
ся. После ориентации на Солнце аппарат продолжает вра¬
щаться вокруг оси, направленной на Солнце, пока параболи¬
ческая антенна не будет ориентирована на Землю. Исполни¬
тельными органами системы служат реактивные сопла, рабо¬
тающие на сжатом азоте. Работоспособность системы рассчи¬
тана на 60—100 суток.
Второй этап нового плана предусматривал доставку4 ап¬
паратами Ranger III-V на поверхность Луны приборного
контейнера весом 44 кГ. В приборном контейнере из бальзо-
вого дерева размещается оборудование весом до 25 кГ, в т.
сейсмометр, два акселерометра, источники питания, передат¬
чик с усилителем, направленная антенна, устройство регули¬
рования температуры. Предполагалось использовать уже от¬
работанную систему ориентации, а в системе энергопитания —
другие химические батареи, весом 16 кГ, при времени непре¬
рывной работы—10 час. Общая мощность источников элек¬
троэнергии должна была равняться 160 вт при суммарном ве¬
се 65 кГ. В середине 1961 г. фирма Ford Motor провела испы¬
тания приборного контейнера весом 136 кГ в барокамере при
температуре до —195° С. Система термостатирования контей¬
нера должна в этих условиях обеспечивать температуру вну¬
три контейнера +24° С. Всего измененным планом предпола¬
галось создание и запуск 5 аппаратов. После запуска аппа¬
рата Ranger I было принято решение о создании и запуске
дополнительно еще 4 аппаратов (Ranger VI-,IX) с установ-
24

кой вместо приборного контейнера телевизионной системы,,
разработанной Radio Corporation of America, с целью полу¬
чения телевизионных изображений лунной поверхности перед,
падением аппарата, важных для разработки пилотируемого
корабля для полета к Луне. Этапы выполнения программы
Ranger приводятся ниже.
2.	Космический аппарат Ranger I (29, 44)
Основная цель запуска — отработка программы вывода
аппаратов Ranger на геоцентрическую орбиту с большим
эксцентриситетом и испытания бортового оборудования. Пред¬
полагалось провести также изучение распределения нейтраль¬
ного водорода в геокороне, частиц низкой энергии в солнеч¬
ной плазме, космической радиации, рентгеновского излучения
Солнца, регистрацию метеорных частиц и излучения La, из¬
мерение напряженности земного и межпланетного магнитных,
полей, определение величины трения между различными ме¬
таллами в условиях космического вакуума. Запуск аппарата
Ranger I был произведен 23 августа 1961 г. с м. Канаверал
ракетой-носителем Atlas-Agena В. Полет ракеты-носителя до
момента повторного включения двигателя II ступени проходил
по программе близкой к расчетной. После выхода II ступени
с аппаратом на промежуточную круговую орбиту (160 км)
и повторной работы двигателя II ступени программой преду¬
сматривалось отделение аппарата пружинным устройством от
II ступени, разворот ее на 180°, включение тормозных РДТТ
и перевод II ступени на более низкую орбиту, чем орбита
аппарата./Вывод II ступени с аппаратом на промежуточную1
орбиту и торможение ее планировались для отработки техни¬
ки запуска аппаратов Ranger, предназначенных для достиже¬
ния Луны. Разворот II ступени осуществляется для того, что¬
бы оптические датчики системы ориентации аппарата не реа¬
гировали на солнечное излучение, отраженное от ступени.
Торможение II ступени необходимо для того, чтобы нестери-
лизованная ступень не упала на Луну. Повторное включение
двигателя II ступени осуществить не удалось и аппарат вы¬
шел на нерасчетную орбиту с параметрами (в скобках указа¬
ны расчетные значения): высота перигея 179 км (60000 км),.
апогея 446 км (1102850 км), наклонение 32,9°,^период обраще¬
ния 90,64 мин (58 сут). По международной системе аппарат
Ranger I получил обозначение 1961 ср I. 30 августа 1961 г.
аппарат вошел в плотные слои атмосферы и сгорел. В целом
запуок аппарата Ranger I считается неудачным, т. к. не уда¬
лось осуществить повторное включение двигателя II ступени.
Проведены испытания бортовых систем и часть из запланиро¬
ванных научных экспериментов. Система ориентации работа¬
ла нормально и обеспечивала направленность продольной оси:
25.

аппарата на Солнце, кроме периодов, когда аппарат .находил¬
ся в тени Земли. В связи с выходом аппарата на нерасчетную
орбиту некоторые приборы (магнитометр, электростатический
анализатор, детектор излучения La, сканирующий телескоп
не смогли нормально работать (24).
Конструктивно аппарат состоит из каркаса — мачты фер¬
менной конструкции, укрепленной на шестиугольном основа¬
нии, к которому крепятся 2 панели с солнечными элементами,
параболический отражатель и антенна с высоким коэффици¬
ентом усиления. Каркас изготовлен из сплава алюминия, осно¬
вание— из хромоплатинового сплава с применением золота.
Служебное оборудование размещено на основании в шести
модулях, научная аппаратура — на каркасе. Компоновочная
схема аппарата приведена на рис. 6.
Рис. 6. Компоновочная схема космического аппарата Ranger I.
-У — всенаправленная антенна; 2 — магнитометр; 3 — ионизационная камера; 4 — де¬
текторы частиц средней энергии; 5—панель с солнечными элементами; 6 — электро¬
статический анализатор; 7 — телескопы тройных совпадений; 8 — управляющие сопла
по тангажу и крену; 9 — управляющие сопла по рысканью; 10 — датчик направления
на Солнце; 11 — привод антенны; 12 — параболический отражатель направленной
-антенны; .13—датчик направления на Землю; 14 — сканирующий телескоп излучения
Let; 15 — детектор микрометеорных частиц.

Суммарный вес аппарата — 306 кГ, в т. ч. корпус— 108 кГ,
научные приборы —40 кГ, электронное оборудование —
110 кГ. Диаметр описанной окружности вокруг основания ап¬
парата— 1,52 ж, высота — 4,0 ж, максимальный размах при
откинутых панелях с солнечными элементами — 5,18 ж.
Система ориентации включает 6 датчиков направления на
Солнце на фотоэлементах из селенида свинца для ориентации
аппарата в плоскости тангажа и рыскания, 3 датчика направ¬
ления на Землю на фотоумножителях для ориентации аппа¬
рата в плоскости крена и ориентации направленной антенны
и 10 управляющих реактивных сопел, работающих на сжатом
азоте. Запас азота 1,1 кГ хранится в сферическом баллоне
диаметром 21 см под давлением 210 ата. Система обеспечит
вает ориентацию аппарата относительно Солнца с точностью
±0,5°, направленной антенны на Землю — с точностью ±2°.
Датчики направления на Землю и Солнце и управляющие реак¬
тивные сопла размещены в нижней части основания аппарата.
Система энергопитания включает 2 панели общей пло¬
щадью 1,8 ж2 с 8680 солнечными элементами мощностью
150 вт. Вес панелей с солнечными элементами — 23 кГ. Основ¬
ная серебряно-цинковая батарея имеет -вес 57 кГ и мощность
9 квт-час. В случае отказа солнечных элементов, научные
приборы и служебное оборудование переключаются на пита¬
ние от батареи, обеспечивающей их работу в течение 2 сут.
Система связи включает 2 передатчика, всенаправленную
и направленную антенны. Первый передатчик имеет мощ¬
ность 0,25 вт, питание обеспечивается серебряно-цинковой
батареей, рассчитан на работу в течение 7 суток; телеметри¬
ческая информация передается этим передатчиком через на¬
правленную антенну. Мощность второго передатчика — 3 вт,
питание обеспечивается вначале от основной серебряно-цинко¬
вой батареи, затем от солнечных элементов; информация
передается этим передатчиком через всенаправленную антен¬
ну до выхода аппарата на орбиту, а затем — через направ¬
ленную антенну. Оба передатчика имеют рабочую частоту
960 Мец. Направленная антенна с параболическим отража¬
телем диаметром 1,2 ж с высоким коэффициентом усиления
постоянно направлена на Землю. Параболический отражатель
и антенна с высоким коэффициентом усиления, смонтированы
на штанге, укрепленной на основании аппарата, а всенаправ¬
ленная антенна с низким коэффициентом усиления — в верх¬
ней части каркаса. До отделения аппарата от II ступени вся
информация передается телеметрической системой, установ¬
ленной на II ступени.
Система терморегулирования пассивного типа. Тепловой
режим обеспечивается окраской отдельных участков конст¬
рукции в белый цвет, покрытием золотой пленкой и полиров¬
кой алюминиевого каркаса.
27

Временное устройство обеспечивает включение научных
приборов, передатчиков и другого оборудования и начинает
работать за 3 мин до старта. Устройство рассчитано на вы¬
дачу в течение всего полета 10 различных команд, причем
каждая команда подается по отдельному каналу с отдельным,
релейным устройством.
Сканирующий телескоп [излучения La предназначен
для сканирования поверхности Земли в диапазоне длин волн
1050—1350 А и изучения нейтрального водорода в геокороне
на длине 1216 А. С помощью этой аппаратуры предполагалось
получить изображение Земли в ультрафиолетовых лучах. Ап¬
паратура включает параболический отражатель с ионизаци¬
онной камерой в его фокусе, помещенные в цилиндр без верх¬
него днища, который является защитой от радиации. Аппа¬
ратура смонтирована в карданной системе, позволяющей
телескопу осуществлять сканирование в двух взаимно-перпен¬
дикулярных плоскостях; повороты осуществляются моторами..
Аппаратура установлена на основании аппарата, угол зрения,
телескопа — 0,5°. Общий вес аппаратуры — 6,8 кГ, энерго¬
потребление— 1,4 вт. Оборудование разработано Научно-ис¬
следовательской лабораторией ВМС и Лабораторией реак¬
тивного движения.
Магнитометр предназначен для измерения напряженности
и определения направленности магнитного поля, а также его
временных и пространственных вариаций. Магнитометр на па¬
рах рубидия-87 помещен в центре сферы диаметром 33 смг
изготовленной из фибергласса и установленной на мачте, ук¬
репленной на основании аппарата. Сфера размещена в цилин¬
дре, укрепленном в верхней части ферменной конструкции
каркаса (под антенной с низким коэффициентом^усиления).
Подобный магнитометр был установлен на спутнике Explo¬
rer X (см. гл. И).
Электростатический анализатор (детектор, корпускулярно¬
го излучения Солнца) предназначен для измерения энергии
протонов и электронов низкой энергии в солнечной плазме (в
функции знака заряда и энергии на единицу заряда) и опре¬
деления направления их движения. На аппарате установлено-
6 анализаторов по шести перпендикулярным направлениям,
часть из них —на основании аппарата, а часть вынесена на
штанге, укрепленной к основанию аппарата. Анализаторами
предполагалась регистрация электронов с энергией £=13,7-^
-И10 эв и протонов с энергией £=13,7-^5490 эв\ они рассчи¬
таны на .регистрацию потока частиц в диапазоне 8,6Х104^-
-^8,6Х10П смг2 сек~\ Каждый анализатор имеет угол обзора
15°. Суммарный вес анализаторов—15 кГ, энергопотребле¬
ние— 2,74 вт. Анализаторы разработаны Лабораторией реак¬
тивного движения.
28

Детекторы частиц средней энергии 'предназначены для
регистрации протонов и электронов в солнечной плазме и из¬
мерения вызываемой ими радиации в диапазоне энергий от
нескольких сотен эв до нескольких кав. На аппарате уста¬
новлено 6 различных детекторов, расположенных в средней
части каркаса. Общий вес детекторов—1,7 кГ, энергопотреб¬
ление— 0,16 вт. Детекторы (4 шт.) на кристалле CdS, один
из которых имеет отклоняющий магнит, собраны в пары и от¬
клонены на 45° от направления на Солнце; детектором с от¬
клоняющим магнитом регистрируются протоны с энергией
£>400 эв и электроны с энергией £>500 кэв, угловое разре¬
шение 10~2 стерад, три других детектора регистрируют про¬
тоны с энергией £>100 эв и электроны с энергией £>35 кэв,
угловое разрешение одного из них 10-3-^5х10-2 стерад, двух
других—Ю-2 стерад. Счетчик Гейгера-Мюллера типа An¬
ton 213 с открытым нижним концом предназначен для реги¬
страции протонов с энергией £<0,5 Мэе и электронов с энер¬
гией £<35 кэв; эти детекторы разработаны Университетом
штата Айова.
6-й детектор с поверхностным запорным слоем из золота,
легированного кремнием, состоит из двух тонких кремниевых
дисков, покрытых золотом и расположенных один за другим.
Протоны с энергией 0,5 Мэв<Е<5 Мэе доходят до верхнего
диска и вызывают поток ионов, достаточный для их регистра¬
ции, протоны с 5 Л4эв<Е<10 Мэе проходят верхний диск и
регистрируются вторым диском, протоны с Е > 10 Мэе про¬
ходят через оба диска и не регистрируются; это значение и
является верхним пределом энергии частиц, регистрируемых
детектором, электроны этим детектором не регистрируются.
Детектор разработан Университетом г. Чикаго.
Телескопы тройных совпадений (2 шт.) расположены в
нижней части каркаса; аналогичные телескопы были' уста¬
новлены на аппарате Pioneer VI, запущенном 25 сентября
1960 г. (см. гл. I, раздел 8|). Ионизационная камера предна¬
значена для изучения первичной радиации и радиации в
космическом пространстве вне атмосферы Земли; аналогичная
камера была также установлена на аппарате Pioneer VI.
Детектор микрометеоритных частиц предназначен для из¬
мерения потоков микрометеоров в функции энергии, импульса
и направления (Движения этих частиц. Детектор состоит из
двух частей — чувствительного элемента, при ударе частиц
дающего световую «вспышку», и кристаллического элемента.
«Вспыхивающий» элемент измеряет кинетическую энергию
частиц, а кристаллический — импульс, массу, скорость и энер¬
гию частиц. «Вспыхивающий» элемент имеет порог регистра¬
ции энергии, равный 10-2 эрг, и обеспечивает регистрацию в
минуту 3 ударов высокой энергии, 7 ударов средней энергии
или 31 удара с энергией сверх порога. Кристаллический эле¬
29

мент имеет порог регистрации 10-4 Г см/сек. Вес детектора —
1,6	/сГ, потребляемая энергия — 0,2 вт. Детектор установлен;
в средней части каркаса, разработан Центром космических
полетов им. Годдарда.
Сцинтилляционные счетчики рентгеновского излучения
Солнца (2 шт.) предназначены для регистрации малых вариа¬
ций рентгеновских лучей низкой энергии солнечного проис¬
хождения при солнечных вспышках. Каждый прибор состоит
из двух сцинтилляционных детекторов, чувствительная по¬
верхность которых направлена на Солнце; 6 светонепроницае¬
мых окон на фасаде каждого детектора обеспечивают защиту
от микрометеорных частиц, а рентгеновские лучи проходят
через них. Счетчики рассчитаны на регистрацию рентгеновских
лучей с энергией Е= 1—20 кэв, их угловое разрешение — 2 я,
вес счетчиков — 5,5 кГ, энергопотребление — 2 вт. Счетчики
разработаны Лос-Аламосекой научной лабораторией совмест¬
но с Sandia Corp.
Динамометры предназначены для измерения трения между
различными 'металлами в условиях космического вакуума. Об¬
разцы металлов, имеющие форму дисков, смонтированы на
валу, приводимом в движение электромотором; при его вра¬
щении они трутся о неподвижные образцы полусферической
формы. Всего должно было испытываться 80 различных ком¬
бинаций металлов.
Стерилизация аппарата не предусматривалась. Слежение
за аппаратом осуществлялось станциями системы DSIF (Deep'
Space Instrumentation Facility — приборное оборудование для
дальнего космоса) в Голдстоуне, Крюгерсдорпе и Айленд-
Лагун, а на первом участке полета также мобильной стан¬
цией, расположенной рядом со станцией в Крюгерсдорпе. Мо¬
бильная станция имеет более широкий луч направленности
(10° вместо 1°) и большую скорость сканирования
(10 град 1сек вместо 1 град/сек), чем станции системы DSIF.
Станции системы имели в тот период антенны с отражателем
диаметром 26 ж, а мобильная станция — 3 м. О системе DSIF
см. гл. IV, раздел 2. Головная организация по разработке
аппарата и программы исследований — Лаборатория реактив¬
ного движения.
3.	Космический аппарат Ranger II
Цель запуска и назначение аппарата — как у аппарата
Ranger I. Запуск аппарата произведен 18 ноября 1961 \\
с м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Agena В. Полет ра¬
кеты-носителя до момента повторного включения двигателя
II ступени проходил по программе, близкой к расчетной (про¬
грамма полета аппарата аналогична программе для аппарата-
30

Ranger I). Неисправность системы стабилизации привела к:
вращению II ступени, что препятствовало поступлению топли¬
ва в двигатель II ступени и повторно включить его не уда¬
лось. Аппарат вышел на нерасчетную орбиту с параметрами
(в скобках указаны расчетные значения):	высота	перигея
150 км (60000 км), апогея 242 км (1102850 км), наклонение
33°,34, /период обращения 88,28 мин (58 сут). По междуна¬
родной системе аппарат Ranger II получил обозначение
1961 а0. 20 ноября, совершив несколько оборотов, аппарат
вошел в плотные слои атмосферы и разрушился (31).
Конструкция, состав служебного оборудования и научной
аппаратуры аппарата — как у аппарата Ranger I. Отличием
комплекта научной аппаратуры является установка в составе
детектора частиц средней энергии дополнительного счетчика
Гейгера —Мюллера для изучения радиации в области энер¬
гии от нескольких кэв до нескольких Мэе. Детектором слу¬
жит счетчик Гейгера — Мюллера типа Anton 112 в виде тон¬
костенного цилиндра из титана с защитой 30 мг/см2; им ре¬
гистрируются протоны с энергией Е>3 Мэе и электроны с
энергией Е>200 Мэе в конусе с углом около 10°. Энергопо¬
требление детектора — 0,16 вт. Разработчик детектора — Уни¬
верситет шт. Айова. Суммарный вес аппарата — 306 кГ. Ап¬
парат стерилизацию не проходил.
4.	Космический аппарат Ranger III (3, 10, 12, 34, 36, 49, 55)
Аппарат предназначен для получения телевизионных изо¬
бражений лунной поверхности при подлете к Луне, регистра¬
ции сейсмических колебаний поверхности Луны и у-излучения
на траектории полета, определения концентрации радиоактив¬
ных элементов в лунных породах по у-излучению, изучения
характеристик поверхности Луны и характера отражения сиг¬
налов радиолокационного альтиметра от поверхности Луны.
Приборный контейнер предполагалось доставить в район
Океана Бурь и проводить исследования в течение 30 суток.
Как показали расчеты, вероятность успешной доставки при¬
борного контейнера на Луну с помощью аппаратов Ranger
составляет 40—60%.
Запуск аппарата Ranger III (рис. 7) произведен 26 янва¬
ря 1962 г. с м. Канаверал ракетой-носителем Atlas-Agena В.
Полет ракеты-носителя до момента окончания повторного пе¬
риода работы двигателя II ступени проходил по программе
близкой к расчетной. Двигатель II ступени при повторном
включении работал больше расчетного времени и в конце
активного участка аппарату была сообщена скорость
11,1	км/сек, превышающая расчетную на 0,2 км/сек, что не-
могло быть скомпенсировано корректирующей двигательной:
31

установкой. По сигналу станции слежения системы DSIF в
Голдстоуне при приближении аппарата -к Луне телевизионная
камера была направлена на Луну и включена. Недостаточно
Рис. 7. Космический аппарат Ranger III.
/ — всенаправленная антенна; 2 — контейнер с Y"
спектрометром; 3 — параболический отражатель радио¬
локационного альтиметра; 4 — тормозной двигатель;
5 — корректирующая двигательная установка; 6 — теле¬
визионная камера; 7 — параболический отражатель на¬
правленной антенны; 8 — панель с солнечными элемен¬
тами; 9 — приборный контейнер.
точная ориентация направленной антенны вызвала значитель¬
ное ослабление сигналов и прием их на станции слежения в
Голдстоуне стал невозможен; вследствие этого изображений
Луны получить не удалось. Прекращение работы системы
ориентации, вызванное полной разрядкой химической батареи,
привело к потере ориентации аппарата. 28 января аппарат
прошел на расстоянии 3678 км от Луны. Из-за большого рас¬
стояния до Луны капсула с приборным контейнером не от¬
делилась. 2 февраля на расстоянии около 804 500 км от Земли
прием сигналов от аппарата прекратился. После пролета Лу¬
ны аппарат вышел на гелиоцентрическую орбиту с парамет¬
рами: перигельное расстояние 147,3 млн. км (0,9839 а. е.)
афелийное расстояние 173,5 млн. км (1,163 а. е.), наклонение
к плоскости эклиптики 0,4°, период обращения 406,44 сут.
Время существования аппарата — неограниченное. По меж¬
дународной системе аппарат Ranger III получил обозначение
1962 а I.
-32

Ниже приводится расчетная программа полета аппарата.
7 — момент старта; 7+1500 сек. — отделение аппарата от
II ступени, включение программного и телеметрического
оборудования (до отделения аппарата используется телемет¬
рическое оборудование на II ступени), разворот II ступени
на 180°; 7+1800 сек. — откидывание направленной антенны
и панелей с солнечными элементами; 7+1980 сек.—включение
системы ориентации; Т + 3,5 час. — ориентация направленной
антенны на Землю; 7 +4 час. — включение у —спектрометра;
7+16 час — подача с Земли команды на включение коррек¬
тирующей двигательной установки. Перед включением на¬
правленная антенна прижимается к корпусу аппарата во из¬
бежание 'повреждения ее истекающими газами, бортовая ап¬
паратура переключается на всенаправленную антенну, после
окончания коррекции аппарат ориентируется относительно
Солнца; j7 +18,5 час — переключение аппаратуры на направ¬
ленную ‘"антенну, выдвижение телескопической консоли с
у-спектрометром пневматическим устройством. Начиная с
этого момента телеметрические сигналы от у-спектрометра
передаются каждые 8 минут. 7К — момент падения незатормо¬
женного аппарата (без приборного контейнера) на Луну;
7К— 65 мин (расстояние до Луны — 7300 км)—ориентация
аппарата т. о., чтобы телекамера была направлена на Луну.
После ориентации солнечные элементы не освещены Солнцем
и бортовая аппаратура переключается на питание от химиче¬
ской батареи. Всенаправленная антенна отводится в сторону,
откидывается кронштейн с радиолокационным альтиметром;
7К— 40 мин. (расстояние до Луны — 3840 км) —начало рабо¬
ты телекамеры, которая автоматическим устройством вклю«
чается каждые 13 сек. и передает изображения каждые 10 сек.
Периоды (3 сек.), когда камера выключена, используются для
передачи сигналов от радиолокационного альтиметра и у-спек-
трометра (сигналы от у-спектрометра с этого момента пере¬
даются каждые 52 сек.); 7К— 8,1 сек. (расстояние до Луны —
21340 м) —начало работы автоматической системы, обеспе¬
чивающей отделение от аппарата капсулы с приборным кон¬
тейнером и тормозным двигателем. Отделение капсулы с кон¬
тейнером и тормозным двигателем происходит после сраба¬
тывания разры/вных болтов. Отделившийся контейнер стаби¬
лизируется вращением со скоростью 300 об/мин тремя
реактивными соплами. Затем включается тормозной двигатель,
который, снизив скорость падения контейнера до 0 (на рас¬
стоянии 330 м от поверхности Луны), отделяется. Расчетная
скорость падения контейнера не более 70 м/сек (4).
Конструктивно аппарат имеет много общего с аппаратом
Ranger I, но с постановкой новых задач в его конструкцию
внесены изменения. Вместо каркаса ферменной конструкции
на основании аппарата установлена капсула с .приборным
3—6157
33

контейнером с научной аппаратурой и служебным и вспомога¬
тельным оборудованием, обеспечивающим отделение капсулы
от аппарата и прилунение контейнера. В 'верхней части кон¬
тейнера установлена всенаправленная антенна, на боковой
поверхности основания смонтирована телевизионная камера.
Суммарный вес аппарата — 330 кГ, в т. ч. каркаса — 36 кГ.
Диаметр описанной окружности вокруг основания аппара¬
та— 1,52 ж, высота — 3,12 ж, максимальный размах при от¬
кинутых панелях с солнечными элементами — 5,18 ж.
Система энергопитания включает 2 панели общей пло¬
щадью 1,8 ж2 с 8680 солнечными элементами мощностью
150 вт, вес панелей—19 кГ. Серебряно-цинковая батарея
мощностью около 1000 вт-ч весит И кГ. Серебряно-кад¬
миевые батареи (6 шт.) расположены в приборном кон¬
тейнере.
Радиолокационный альтиметр предназначен для выдачи
команд на отделение капсулы от аппарата и включение тор¬
мозного двигателя; по характеру отражения радиолокацион¬
ных импульсов предполагалось провести изучение характерис¬
тик лунной поверхности. Альтиметр с антенной, параболиче¬
ским отражателем и химическими батареями, обеспечиваю¬
щими его питание, установлен на откидывающемся крон¬
штейне в нижней части капсулы. Приемником сигналов слу¬
жил гетеродин, излучателем— клистрон. Длительность им¬
пульсов— 2 реек., частота повторения — 500—600 имп/сек,'на
выходе из магнетрона передатчика импульс имеет мощность
от 150 до 400 вт. Частота излучения — 9400 Мгц, ширина по¬
лосы частот приемника—12—16 Мгц, диапазон шумов при¬
емника— И—12 дб. Ширина диаграммы направленности ан¬
тенны альтиметра—12°. Вес альтиметра — 2,95 кГ, антенны
с отражателем — 5 кГ. Команды на отделение капсулы и
включение тормозного двигателя подаются на высотах от 19'
до 25 км от поверхности Луны. Измерения альтиметром про¬
изводятся до момента контакта капсулы с лунной поверхно¬
стью. Площадь лунной поверхности, облучаемая альтиметром,
равна 153 км2. Альтиметр разработан Лабораторией реактив¬
ного движения.
Телевизионная камера предназначена для получения изо¬
бражений лунной поверхности района прилунения капсулы в;
период ее спуска. Оптика камеры изготовлена из плавленного'
кварца и представляет собой астрономический телескоп си¬
стемы Кассегрена с первичным вогнутым параболическим
зеркалом и вторичным выпуклым гиперболическим зеркалом.
В камере применено электростатическое отклоняющее
устройство и фокусированный видикон, со специальной ми¬
шенью с поверхностью из сурмянистой серы со скоростной:
стирающей способностью. В таблице 2 приведены характерис¬
тики телевизионной системы.
34

Камера разработана Университетом шт. Аризона, Управ¬
лением по геологическим исследованиям США, Университетом
шт. Калифорния и Лабораторией реактивного движения.
Система ориентации аналогична системе, установленной
на аппарате Ranger I.
Корректирующая двигательная установка использует
ЖРД, работающий на однокомпонентном топливе — гидрази¬
не. Тяга двигательной установки — 22,7 кГ, вес (с топли¬
вом) — 16,4 кГ. Двигатель может работать отдельными им-
Таблица 2
Характеристики
Величина
высота съемки, км
3000-0,5
обозреваемая площадь, км2
от 600 X 600 до
0,035X0,035
максимальная линейная разрешающая
способность на местности, м
до 0,4
количество линий равложения изображе¬
ния
200
н
о
к
и
расчетное число кадров
100
периодичность передачи кадров, сек
13
длительность кадра, сек
10
потребляемая мощность, вт
19
вес камеры, кг
7,7
фокусное расстояние, мм
102
сd
m
S3
f-
светосила
6
О»
tO
VO
о
угол зрения, град
1
время экспозиции кадра, мсек
20
3*
35

Продолжение табл. 2
Характеристики
Величина
тип передающей трубки
Видикон с электроста¬
тическим управлением
диаметр видикона, мм
25
К
W
VO
о.
область спектральной чувствительности
Диапазон видимого света
ь
«
о
м
2
CU
динамический диапазон освещенности
фотокатода, лк
0,107--10,7
(100:1)
>=3.
CD
Он
О)
С
размер растра, мм2
16
разрешающая способность:—линейная,
лин 1 мм.
6
— угловая, угл. сек.
5
.пульсами, длительность которых регулируется по командам с
Земли и обеспечивается акселерометром. Минимальная
продолжительность импульса 50 мсек, что обеспечивает
приращение скорости на 0,03 м/сек, максимальная (до
полной выработки топлива)—68 сек, с приращением скорости
44 м/сек. Органами управления вектором тяги служат газовые
рули. Топливо хранится в резиновом бачке, помещенном в
герметичный контейнер. Система подачи топлива — вытесни¬
тельная; рабочим телом служит гелий, хранящийся в балло¬
не под давлением 210 кГ1см2. Для инициирования реакции
разложения в камеру сгорания двигателя из специальных
капсул вводится четырехокись азота, образующая с гидрази¬
ном самовоспламеняющуюся смесь, а для поддержания реак¬
ции в камеру помещен катализатор—окись алюминия.
Система связи включает направленную антенну с высоким
коэффициентом усиления, с параболическим отражателем
диаметром 1,2 ж, смонтированную на штанге, прикрепленной
к основанию аппарата. Всенаправленная антенна с низким
коэффициентом усиления смонтирована в верхней части при¬
борного контейнера. Передатчики (2 шт.) с выходной мощно¬
стью 0,50 вт и 3 вт имеют рабочую частоту 960 Мгц. Пере¬
датчик мощностью 3 вт установлен на аппарате, передатчик
“мощностью 0,5 вт — в приборном контейнере. В полете инфор¬
мация от у-спектрометра, радиолокационного альтиметра, те¬
левизионной камеры и телеметрические данные о работе слу¬
36

жебного оборудования передаются передатчиком, установлен¬
ным на аппарате, с частотной модуляцией поднесущих и не¬
сущих частот направленной и всенаправленной антеннами.
Энергопитание передатчика обеспечивается серебряно-цинко¬
выми батареями и солнечными элементами. Информация от
сейсмометра передается передатчиком, установленным в при¬
борном контейнере, с частотной модуляцией поднесущих и
фазовой модуляцией несущей частоты через всенаправленную
антенну. Энергопитание передатчика обеспечивается серебря¬
но-кадмиевыми батареями. Электронное оборудование вклю¬
чает цифровое счетно-решающее программное устройство на
транзисторах и гироплатформу. Вес антенн с электронным
оборудованием —49 кГ.
Сопла стабилизации (4) предназначены для стабилизации
относительно продольной оси капсулы с приборным контейне¬
ром, отделяемой от аппарата. Стабилизация осуществляется
вращением вокруг продольной оси со скоростью 300 об/мин
3 реактивными соплами, работающими на пороховых газах.
Тяга сопел — 9 кГ, их вес—1,0 кГ. Камеры сгорания сопел
размещены в сопле тормозного двигателя и при его включе¬
нии реактивной струей сопла отбрасываются. Твердотоплив¬
ный тормозной двигатель предназначен для снижения ско¬
рости падения приборного контейнера примерно на 2,8 км/сек,
обеспечивая на расстоянии около 330 м от поверхности Луны
нулевую скорость. По достижении этой скорости двигатель
отделяется от приборного контейнера. Расчетная продолжи¬
тельность работы двигателя — 10 сек. Топливо—смесевое.
Двигатель изготовлен из стеклопластика «спиралой» методом
намотки, стенки камеры сгорания имеют термоизоляцию из
фенольной пластмассы, армированной нейлоном. Тормозной
двигатель находится в отбрасываемом посеребренном кожухе
из пластика (сбрасывается часть кожуха, прикрывающая
сопло двигателя). Вес двигателя 98 кГ, длина — 80 см, диа¬
метр— 46 см. Двигатель разработан Hercules Powder. Тор¬
мозной двигатель с соплами стабилизации показан на рис. 8.
Лунная капсула и приборный контейнер (4). Приборный
контейнер разработан Aeronautics (отделение Ford Motor).
Схема лунной капсулы представлена на рис. 9. Контейнер
сферической формы диаметром 30,5 см помещен в аморти¬
зирующую радиопрозрачную оболочку из бальзового дерева
диаметром 63,5 см, пространство между контейнером и обо¬
лочкой заполнено маслом. Плавающий в масле контейнер
примерно через 20 мин после удара о поверхность Луны
устанавливается неподвижно внутри оболочки антенной
вверх (центр тяжести контейнера лежит на 1,2 см ниже гео¬
метрического центра шара). Для того, чтобы масло не демп¬
фировало толчков, регистрируемых сейсмометром, пиропатро¬
нами выбиваются из оболочки 2 заглушки и масло вытекает.
37

Для поддержания внутри контейнера определенной темпера¬
туры, независимо от суточных изменений температуры на по¬
верхности Луны, в нем находится запас дистиллированной
воды весом 1,7 кГ. Кипение воды в лунных условиях при
температуре 24° С должно предотвратить чрезмерное повыше¬
ние температуры в контейнере; остывая, вода будет отдавать
тепло, что не допустит чрезмерного понижения температуры.
По изменению температуры в контейнере предполагалось оп¬
ределить температуру поверхности Луны. В контейнере раз-
Рис. 8. Тормозной двигатель с соплами
стабилизации.
/ — одно из трех сопел; 2 — камера
сгорания.
мещены сейсмометр, 6 серебряно-кадмиевых батарей, пере¬
датчик и антенна. Контейнер крепится к тормозному двигате¬
лю на 12 цилиндрических демпферах. Проведение научных
измерений и передачу информации предполагалось проводить
в течение 30 суток. Вес приборного контейнера — 46,5 кГ, в
т. ч. антенна и приборное оборудование — 25,7 кГ, оболочка
контейнера — 18 кГ.
Магнитный сейсмометр предназначен для! регистрации
сейсмических колебаний лунной поверхности, получения ин¬
формации о природе ядра Луны, определения глубины «лу-
нотрясений» и приблизительной оценки энергии этих явлений,
получения данных о механических характеристиках лунного
грунта. Сейсмометр состоит из кадушки, подвешенного на
пружине магнита и калибровочного устройства. Колебатель¬
ная масса состоит из постоянного магнита, подвешенного к
корпусу на спиральной пружине, и двух пружинных консоль¬
ных колец. Пружинные кольца поддерживают концентрич¬
ность колебательной массы внутри корпуса и позволяют опре-
38

Рис. 9. Лунная капсула.
1 — фланец крепления всенаправленной антенны;
2 — секция амортизирующей оболочки из бальзового де¬
рева; 3 — теплоизоляция; 4 — амортизирующая оболочка
из бальзового дерева; 5 — температурные датчики;
6 — приборное оборудование, защищенное пластмассо¬
вым кожухом; 7 — выбивающий механизм; 8 — демпфер
(1 из 12); 9 — фиксатор отделяемого тормозного двига¬
теля; 10 — кожух тормозного двигателя; 11 — сбрасывае¬
мое опорное устройство тормозного двигателя; 12 — па¬
раболический отражатель антенны радиолокационного
альтиметра; 13 — радиолокационный альтиметр с хими¬
ческими батареями; 14 — опора радиолокационного аль¬
тиметра; 15 — сопло стабилизации (1 из 3); 16 — сопло
тормозного двигателя; 17 — камера сгорания сопел ста¬
билизации; 18 — сбрасываемая часть кожуха тормозного
двигателя, 19 — механизм разделения; 20 — ребро, вос¬
принимающее ударную нагрузку; 21 — нижняя камера с
водой; 22 — верхняя камера с водой; 23 — антенный блок.

делять любое наклонение продольных осей в пределах от О
до 90°. При ударе контейнера о поверхность Луны сейсмо¬
метр занимает вертикальное положение. Энергопотребление
сейсмометра — 48 мет при напряжении 6 в. Вес сейсмометра,
заполненного демпфирующей жидкостью, 3,63 /сГ, без жид¬
кости— 3,30 кГ, вес колебательной массы—1,7 кГ. Сейсмо¬
метр представляет собой цилиндр диаметром 121 мм и высо¬
той 133 мм, он разработан Сейсмической лабораторией Ка¬
лифорнийского технологического института и Колумбийским
Университетом.
у-спектрометр предназначен для получения информации О'
природе и составе лунной поверхности и сравнение спектров
у-лучей лунных пород и у-лучей не лунного происхождения
с целью определить концентрацию радиоактивных пород, сла¬
гающих поверхность Луны. Спектрометр состоит из детекто¬
ра, высоковольтного источника тока и высокоимпульсного-
анализатора. В детекторе применены 2 сцинтиллятора—по¬
ливиниловый пластиковый с толщиной стенок около 3,1 мм
и е кристаллом Csl, помещенный внутрь пластикового. Пла¬
стиковым сцинтиллятором разделяются у-лучи и заряженные
частицы; сигналы от -сцинтилляторов передаются на фото¬
элемент. у-спектрометром регистрируются у-кванты с энерги¬
ей в диапазоне (НО,6 Мэе и 0-*-3 Мэе при точности измерения
12%. Детектор имеет всенаправленное действие. Энергопот¬
ребление спектрометра — менее 2 вт, вес — 5,5 кГ, высота —
25 см, объем—13,1 дм3. Измерения предполагалось начать
через 4 часа после старта ракеты-носителя и проводить до-
момента достижения аппаратом высоты 25 км над лунной
поверхностью, прибор рассчитан на работу в течение 65 час.
Спектрометр размещен в алюминиевом контейнере сфериче¬
ской формы, смонтированном на раздвижной телескопической
антенне длиной 1,83 ж, прикрепленной к основанию аппарата.
Спектрометр разработан Лабораторией реактивного движе¬
ния, Калифорнийским университетом и Лос-Аламосской на¬
учной лабораторией.
Аппарат Ranger III проходил термическую и предстарто¬
вую стерилизацию. Термическая стерилизация проводилась в
течение 24 час при температуре 125° С. Наземная мобильная
установка для предстартовой стерилизации спроектирована и
изготовлена по контракту Лаборатории реактивного движе¬
ния Lockheed Aircraft Corp., стерилизация проводилась в те¬
чение нескольких часов газообразной смесью окиси этилена
и фреона-12, которая подавалась в носовой отсек ракеты-но¬
сителя, находящейся на пусковой установке.
Основные организации — разработчики аппарата Ranger III
те же, что и аппарата Ranger I, а также Aeronautics Div.
Стоимость контрактов по разработке и изготовлению аппара¬
та 13 млн. долл.
40

5- Космический аппарат Ranger IV (6, 35, 37)
Назначение аппарата такое же, как у аппарата Ranger III.
Запуск аппарата произведен 23 апреля 1962 г. со стартового
комплекса № 13 м. Канаверал ракетой-носителем Atlas—Age-
па В. Полет ракеты-носителя проходил по программе, близ¬
кой к расчетной. Вскоре после запуска вышла из строя борто¬
вая радиоаппаратура, за исключением небольшого радиопе¬
редатчика, и аппарат не смог отрабатывать подаваемые с
Земли команды. Получение телевизионных изображений по¬
верхности Луны и отделение приборного контейнера осущест¬
вить не удалось. По международной системе аппарат Ran¬
ger IV получил обозначение 1962 ц I. 26 апреля аппарат упал
на невидимую сторону Луны в точке с селенографическими
координатами 130° 42' з. д. и 15° 30' ю. ш. (расчетное значе¬
ние). Продолжительность полета аппарата — 63 час. 57 мин.
Конструкция, состав служебного оборудовании и научных
приборов аппарата — как у аппарата Ranger III. Суммарный
вес аппарата — 331,1 кГ. Аппарат проходил термическую и
предстартовую стерилизацию.
6.	Космический аппарат Ranger V (22)
Назначение аппарата такое же, как у аппарата Ran¬
ger III. Запуск аппарата произведен 18 октября 1962 г. с
м. Канаверал ракетой-носителем Atlas—Agena В. Полет ра¬
кеты-носителя проходил почти в полном соответствии с про¬
граммой. По международной системе аппарат получил обо¬
значение 1962 рг]1. В полете отказали солнечные элементы
и питание оборудования было переключено на химическую
батарею. Через 4 часа после полной разрядки химической
батареи функционирование оборудования прекратилось. До
разрядки химической батареи получены данные о у-лучах.
20 октября 1962 г. аппарат прошел мимо Луны на расстоя¬
нии около 725 км и вышел на гелиоцентрическую орбиту с
верительным расстоянием 142,1 млн. км, афельным расстоя¬
нием 159,8 млн. км, наклонением к плоскости эклиптики’
0,44°, периодом обращения 370,22 сут. Время существования:
аппарата — неограниченное.
Конструкция, состав бортового оборудования и научных
приборов аппарата — как у аппарата Ranger III. Суммарный:
вес аппарата — 343 кГ. Аппарат проходил термическую и
предстартовую стерилизацию. Возможные причины, привег
дшие к отказу солнечных элементов:	воздействие искусст¬
венного пояса радиации, возникшего в результате высотного»
ядерного взрыва, проведенного США 9 июля 1962 г. (троти¬
ловый эквивалент заряда—1,4 Мат, высота взрыва 1000/сж>.
41<

увеличение показаний счетчика радиации в 100 раз); отказ
системы ориентации панелей с солнечными элементами;
механические повреждения солнечных элементов. По заявле¬
нию NASA выход из строя оборудования аппаратов Ranger
III-rV объясняется тем, что при термической стерилизации
аппаратов оборудование было повреждено. На это указыва¬
ют следующие факторы (27): оборудование неетерилизован-
ных аппаратов Ranger I, II работало исправно; оборудова¬
ние нестерилизованного аппарата Mariner II (изучение Вене¬
ры), аналогичное оборудованию аппаратов Ranger, также в
основном работало исправно; при наземных испытаниях
стерилизованных аппаратов Ranger зарегистрировано 9 от¬
казов оборудования, нестерилизованных — 3. В связи с этим
NASA приняло решение добиться отмены требования стери¬
лизации аппаратов, запускаемых на Луну. Дальнейшие за¬
пуски аппаратов Ranger решено было прекратить до выясне¬
ния экспертной комиссией причин неудачного запуска аппа¬
рата Ranger V и выяснения, нет ли в конструкции аппаратов
Ranger принципиальных пороков. Анализ показал, что таких
пороков нет, но некоторые элементы нуждаются в усовер¬
шенствовании, в основном, с целью повышения надежности.
На основании этих выводов, NASA приняло решение моди¬
фицировать некоторые элементы конструкции аппарата, а
затем подвергнуть его всесторонним испытаниям на надеж¬
ность. Общие затраты на разработку, изготовление и запус¬
ки аппаратов Ranger I^-V к середине 1963 г. составили бо¬
лее 200 млн. долл., на создание и запуск аппарата Ran¬
ger V — 15 млн. долл. (32)
7.	Космический аппарат Ranger VI (Ranger А)
(условное обозначение аппарата Р—53)
Назначение аппарата (рис. 10)—получение телевизион¬
ных изображений поверхности Луны перед падением на нее.
Запуск аппарата произведен 30 января 1964 г. со стартового
комплекса № 13 м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas—Age-
па В. Полет ракеты-носителя и аппарата проходил по про¬
грамме, близкой к расчетной. После выхода на траекторию
полета к Луне аппарат Ranger А получил название Ran¬
ger VI, а по международной системе обозначение 1964—07А.
Через 15 час. после старта была включена на 66 сек. двига¬
тельная установка для коррекции траектории (без коррек¬
ции аппарат прошел бы на расстоянии 960 км от Луны),
что обеспечило приращение скорости на 41 м/сек. Перед
включением двигательной установки аппарат по команде с
Земли был ориентирован поворотами по крену на 12° и
тангажу на 71°. За 15 мин. до падения аппарата на Луну со
•42

станции слежения системы DSIF в Голдстоуне была подана
команда на включение телевизионных камер для их прогре¬
ва. Полученный на Земле телеметрический сигнал показал,
что команда была принята, однако никаких телевизионных
изображений с аппарата не поступило. 2 февраля аппарат
упал на Луну к востоку от Моря Спокойствия в 23° от тер¬
минатора в точке с селенографическими координатами
9°24/ с. ш. и 2ИЗО' в. д. менее чем в 30 км от расчетной
Рис. 10. Космический аппарат Ranger VI.
точки (8,5° с. ш. и 21,0° в. д.). Наблюдение за падением
-аппарата вели 32 обсерватории, однако ни одной из них не
удалось зарегистрировать ожидаемого пылевого облака.
Полет аппарата продолжался 63 час. 35 мин. (1,21,23).
Серия аппаратов Ranger VI-MX относится к модели
Block III и составляет третий этап программы (8). По кон¬
струкции и составу бортового оборудования аппараты этой
серии и Ranger III-i-V имеют много общего. Основное отли¬
чие: на аппаратах Ranger VI-i-IX вместо капсулы и прибор¬
ного контейнера с тормозным двигателем установлены
2 комплекта телевизионных камер с автономными источ¬
никами питания, временными и программными устройствами.
Кроме того, корпуса аппаратов Ranger VI-MX изготовлены
из магниевого сплава; бортовые устройства аппаратов, уп¬
равляющие работой связного оборудования, как правило,
дублированы или предусмотрена возможность управления
работой связного оборудования по командам с Земли; уста¬
новлены более совершенная корректирующая двигательная
43

установка, дублирующий 'комплект управляющих реактив¬
ных сопел с 'баллоном сжатого азота и вторая химическая
батарея емкостью 1200 вт-час; изменена форма панелей с
солнечными элементами, что позволило без увеличения веса
разместить большее число солнечных элементов и увеличить
мощность со 150 до 175 вт.
Оборудование размещено в шести модулях по периметру
аппарата: модуль I — центральное счетно-решающее и про¬
граммное устройства, командная система; модуль II — пере¬
датчик и приемник; модуль III — кодирующее устройство;
модуль — IV — элементы системы стабилизации и ориента¬
ции; модуль V — серебряно-цинковая батарея; модуль VI —
аппаратура системы электропитания.
Аппараты Ranger VI-ЛХ не проходили стерилизацию..
Суммарный вес аппарата — 364,7 кГ, в т. ч. конструкции —
41.4 кГ. Диаметр окружности, описанной вокруг основания,
аппарата — 1,52 м, высота при сложенной антенне — 2,51 м*
при развернутой антенне — 3,12 м, максимальный размах.
при откинутых панелях с солнечными элементами — 5,18 м.
Корректирующая двигательная установка (50) аналогична*
ранее применявшейся на аппаратах Ranger III^-V, но увели¬
чены минимальное и максимальное приращение скорости
(с 0,03 м/сек до 0,1 м/сек и с 44 м/сек до 58 м/сек), увели¬
чена максимальная продолжительность работы с 68 сек. до
98.5 сек. Эти изменения дают возможность проведения кор¬
рекции при отклонении от расчетной траектории до 9600 км.
Длительность импульса обеспечивается временным устрой¬
ством, а на аппаратах Ranger III-^V она обеспечивалась ак¬
селерометром. Вес установки — 20,6 кГ.
Система ориентации (16,33|) включает 6 датчиков направ¬
ления на Солнце на фотоэлементах из селенида свинца, обе¬
спечивающих ориентацию аппарата в плоскости тангажа и.
рысканья. Датчики (3 шт.) направления на Землю обеспечи¬
вают ориентацию аппарата в плоскости крена и ориента¬
цию направленной антенны. Угол обзора датчиков направ¬
ления на Землю на аппарате Ranger VI меньше, чем на*
предыдущих аппаратах. Это позволяет уменьшить вероят¬
ность захвата Солнца вместо Земли, запускать аппарат
при менее благоприятном расположении Солнца, Земли и
Луны. Ранее благоприятный период для запуска составлял
4 суток, после установки новых датчиков — 7—8 суток в ме¬
сяц. В систему входят 3 гироскопа и 2 комплекта по 6 уп¬
равляющих реактивных сопел, работающих на сжатом азо¬
те. Каждый комплект сопел имеет свой баллон со сжатым
азотом. Вес системы ориентации и автопилота — 26,8 кГ.
Разработчик аппаратуры системы — Nortronics.
Система связи (50) для передачи телевизионных изобра¬
жений использует 2 передатчика мощностью по 60 вт, с час¬
44

тотой 959,52 Мгц и 960,05 Мгц для камер типа F и Р, соот¬
ветственно. Полоса передачи — 200 кгц, вид модуляции —
ЧМ. Для приема команд и передачи телеметрической ин¬
формации применен 8-канальный приемоответчик мощно¬
стью 3 вт и частотой 960,58 Мгц. Скорость передачи дан¬
ных— 3500 бит/сек, метод модуляции — АИМ—ФМ. Уста¬
новлены направленная антенна с высоким коэффициентом
усиления (18 дб) (разработчик Barry Controls) и всенаправ¬
ленная антенна с низким коэффициентом усиления. Вес свя¬
зного оборудования—17,6 кГ, кодирующего устройства —
9.2 кГ, счетно-решающего и программного устройств —
4.3 кГ. Телеметрическая информация поступает от датчиков,
измеряющих 200 различных параметров, в том числе харак¬
теризующие состояние и работу телевизионного оборудова¬
ния (15 параметров до включения и 105 во время работы
•камер).
Система энергопитания (50) включает 2 панели общей
площадью 2,267 м2 с 9792 солнечными элементами, обеспе¬
чивающими мощность 240 вт, и 2 серебряно-цинковые ба¬
тареи емкостью по 1200 вт-час, рассчитанные на 9 ча¬
сов работы и обеспечивающие напряжение 26,5 в. Батареи
предназначены для обеспечения электроэнергией систем ап¬
парата на участке выведения до раскрытия панелей и при
выполнении маневров на среднем и конечном участках тра¬
ектории, когда панели не ориентированы на Солнце. Одна
батарея может обеспечить потребность в электроэнергии для
совершения маневров на среднем и конечном участках. Вес
системы энергопитания — 55,9 кГ. Разработчики: солнечных
элементов — Heliotek Div. и Textron Electronics, защитного
покрытия элементов — Optical Coating Laboratory., пане¬
лей— Ryan Aeronautical Co. и Aerospace Div.
6 телевизионных 'камер (16,45,48) предназначены для по¬
лучения телевизионных изображений лунной поверхности,
разработаны Astro—Electronics и Radio Corporation of Ame¬
rica. Для частичного перекрытия изображений оптические
оси камер расположены под небольшим углом друг к другу.
Камеры скомплектованы в 2 независимых комплекта, со сво¬
им передатчиком и серебряно-цинковой батарей, состоящей
из 22 элементов, обеспечивающих питание камеры в тече¬
ние 1 часа. В первый комплект входят 2 камеры типа F
(Full—scan — полное сканирование): Fa —с широким углом
обзора и Fb — с узким углом. Каждая камера работает се¬
ансами продолжительностью 2,56 сек, затем в течение 2,56 сек
подготавливается к следующему сеансу. Пока одна из ка¬
мер производит съемку и передает изображения, вторая под¬
готавливается к работе. Считывание изображений осущест¬
вляется за 2,24 сек. Изображения от камер первого комп¬
лекта поступают непрерывно. Несущая частота передатчика
45

первого комплекта равна 959,52 Мгц. Изображение в кад¬
ре имеет размеры 11,17x11,17 мм.
Во второй комплект входят 4 камеры типа Р (Partial—
scan—частичное сканирование): Р2 и Р4 — с широким углом:
обзора, Pi и Р3 — с узким углом. Камеры предназначены для
получения изображения центральной части того участка по¬
верхности Луны, который попадает в кадр камеры типа F.
Каждая камера второго комплекта работает сеансами про¬
должительностью 0,2 сек, затем в течение 0,6 сек подготав¬
ливается к следующему сеансу. Пока одна камера произво¬
дит съемку и передает изображения, остальные 3 камеры на¬
ходятся в разной степени готовности. Время считывания
изображений — 360 миллисекунд. Изображения от камер вто¬
рого комплекта также /поступают непрерывно. Несущая час¬
тота передатчика второго комплекта 960,05 Мгц. Изображе¬
ние в кадре имеет размеры 2,79x2,79 мм. Кадры обеих ти¬
пов камер имеют отношение высоты к ширине 1:1. Камеры
Fa, Рз и Р4 рассчитаны на получение изображений при осве¬
щенности от 215 до 7000 л/с, а камеры Fb, Pi и Р2— от 86(F
до 29063 л/с; освещенность лунной поверхности принималась
равной от 215 до 29063 л/с. В таблице 3 приведены харак¬
теристики телекамер.
Таблица 3
Тип и индекс
камеры
Угол
зрения,
град
Фокусное
расстоя¬
ние, мм
Светосила
Длитель¬
ность экс¬
позиции,
сек
Линейная раз¬
решающая
способность
передающей
трубки,
лин/мм
Количество
линий раз¬
ложения
изображе¬
ний
F
а
25
25
1:0,95
1/200
-31
800
b
8,4
76
1:2
1/200
-31
800
Р
1; з
2,1
76
1:2
1/500
-31
200
2; 4
6,3
25
1:0,95
1/500
-31
200
Передающей трубкой является видикон с электростатическим
управлением. Ширина полосы пропускания видикона обеих,
камер — 200 кгц. Диаметр видикона — 25 мм. Камеры поме¬
щены в отсек, закрытый кожухом, имеющий форму усечен¬
ного конуса высотой 151 см и диаметром оснований 61 см
и 42 см. Программой предусматривалось включение обоих,
комплектов камер за 15 мин до падения аппарата на Лу¬
ну. Пять минут требуется на разогрев аппаратуры, за
10 мин до падения начинается съемка, которая прекращает¬
ся за 2,5 сек до падения. В момент начала съемки аппарат'
46

находится на расстоянии 1450 км от Луны, имея скорость-
2,3	км/сек. В момент 'прекращения 'съемки аппарат находит¬
ся на расстоянии 535 м от Луны (2). В таблице 4 приведены
расчетные характеристики съемки.
Таблица 4 (11)>
Тип
и индекс
Площадь поверхности Луны
в кадре при съемке
Линейная раз¬
решающая
способность
камер на мест¬
ности при
съемке
с миним. рас¬
стояния, м
Характеристики
обозреваемого
участка
Число
кадров
(расчет¬
камеры
с максим,
расстояния,
км2
с миним.
расстояния,
м2
коорди¬
наты
длина,
км
ное)
а
390 ООО
9 000 000
0,9
117
>—
Г
ь
43 500
1 300 000
0,9
о *
2
О
117
D
1; з
2 720
390
0,9
£
СП
со О
<Т)
2400
714; 714
г
2; 4
24 600
3 520
0,9
-а
1»°
CQ о
СМ
714; 714
всего
3090
Изображения должны были приниматься станцией слеже¬
ния системы DSIF в Голдстоуне с помощью двух антенн с
отражателем диаметром 26 ж, записываться на магнитную,
ленту и одновременно сниматься с экрана приемной телеви¬
зионной трубки на 35-миллиметровую пленку. Для записи
изображений от камер типа F потребовалось бы 4,8 м плен¬
ки, от камер типа Р—15 м. Предусмотрены три независи¬
мых системы включения телекамер: автоматическая, от ча¬
сов и по команде с Земли. Вес телекамер и связанного с ни¬
ми оборудования— 172,8 кГ, в т. ч. собственно телекамеры —
17,2	кГ, видеоко'мбинатор — 1,3 /сГ, электронное оборудование
телекамер — 22,1 /сГ, программное устройство — 6,3 /сГ, ба¬
тареи (2 шт.)—39,1 к Г, передатчик и связанное с ним обо¬
рудование— 31,8 кГу элементы конструкции и различные де¬
тали — 55,0 кГ.
Для расследования причин отказа телевизионного обо¬
рудования была создана специальная комиссия NASA, ко¬
торая пришла к выводу, что. наиболее вероятной причиной
было включение камер на атмосферном участке полета. Са¬
мопроизвольное включение произошло вследствие накопле¬
ния заряда статического электричества или интенсивной
вибрации, вызвавшей замыкание контакта реле в системе
включения камер. Точно установить, произошло это включе¬
ние или нет, не удалось. Косвенным подтверждением служит
47

не предусмотренное программой включение через 2,5 мин
после старта телеметрической аппаратуры, связанной с ка¬
мерами; аппаратура проработала 67 сек. и выключилась.
Предполагают, что при этом включились также и камеры,
.в результате чего произошло короткое замыкание в их элек¬
трической цепи, рассчитанной на работу в вакууме. Однако
при предусмотренном программой включении телеметриче¬
ской аппаратуры на 47 мин. полета переданная на Землю
информация свидетельствовала о нормальном состоянии ка¬
мер. В отчете комиссии содержатся замечания о конструк¬
ции и программе испытаний аппарата Ranger VI: комплекты
камер не были полностью независимыми и имели некоторые
юбщие элементы; телевизионное оборудование неоправдано
сложно; изоляция электрических цепей недостаточна; кон¬
струкция аппарата не позволяла провести всеобъемлющую
предстартовую подготовку; не проведены испытания направ-
.ленной антенны в сочетании с передатчиками; не проведена
проверка ряда систем непосредственно перед стартом (про¬
верка не проводилась во избежание возможного поврежде¬
ния аппарата). Телевизионное оборудование проверялось
последний раз за 12 суток до старта. Для предотвращения
самопроизвольного включения камер были предложены
следующие мероприятия: проведение наземных испытаний
для определения опасности накопления заряда статическо¬
го электричества; установка блокирующего устройства, пре¬
дотвращающего включение камер до отделения аппарата от
ракеты-носителя; обеспечение дополнительной изоляции
электрооборудования.
8.	Космический аппарат Ranger VII (Ranger В)
(условное обозначение аппарата Р454)
Назначение аппарата такое же, как и аппарата Ranger VI.
Запуск аппарата произведен 28 июля 1964 г. в 16 час. 50 мин.
08 сек. (здесь и далее время по Гринвичу) со стартового
комплекса № 13 м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas—Age-
па В (расчетное время — 16 час. 50 мин.). Полет ракеты-но¬
сителя и аппарата проходил по траектории, близкой к рас¬
четной. После выхода на траекторию полета к Луне аппа¬
рат Ranger В. получил название Ranger VII, а по между¬
народной системе обозначение 1964—41А. 29 июля в пе¬
риод с 8 час. 54 мин. по 8 час. 58 мин. со станции слежения
в Голдстоуне в программное устройство аппарата была вве¬
дена команда на выполнение маневра коррекции траектории;
без коррекции аппарат бы упал на невидимую сторону Луны.
Выбранное место падения аппарата по наблюдениям с Зем¬
48

ли было наиболее ровным и пригодным для посадки лунной
кабины корабля Apollo. Район падения аппарата представлял
эллипс 480X80 км (в дальнейшем, при сближении с Луной,
его размеры были уточнены и составили 80X8 км). В
9 час. 40 мин. началась подготовка к проведению маневра.
Передатчик аппарата был переключен с направленной ан¬
тенны на 'всенаправленную, а направленная антенна убрана,
чтобы избежать ее повреждения при работе двигательной ус¬
тановки.
В период проведения коррекции аппарат находился на
расстоянии 160 000 км от Земли. Перед включением двига¬
тельной установки аппарат совершил поворот по крену на
5,6° и по тангажу на 86,8°. Установка проработала 50 сек, со¬
общив приращение скорости 30 м/сек. 31 июля в 13 час.
08 мин. 39 сек. были включены камеры типа F, а в 13 час.
12 мин. 08 сек. — камеры типа Р. В этот момент аппарат нахо¬
дился на расстоянии 1800 км от Луны. В 13 час. 25 мин.
49 сек. аппарат упал на Луну в районе Моря Облаков в точке
с селенографическими координатами 10o38' ю. ш. и 20°36' з. д.,
в 13 км от расчетной точки падения (11° ю. ш. и 21° з. д.). Па¬
дение аппарата предполагалось сфотографировать телескопом
на базе ВВС Патрик (шт. Флорида), но из-за его неисправно¬
сти этого сделать не удалось (41,53). Впоследствии аппара¬
том Lunar Orbiter II был сфотографирован участок падения
аппарата Ranger VII. Американские ученые считают, что на
одном из полученных снимков им удалось обнаружить кратер,
образовавшийся при падении аппарата (20). Обработка дан¬
ных внешнетраекторных измерений при полете аппаратов
Ranger VI и Ranger VII позволила на порядок повысить точ*
ность определения массы Луны и рассчитать с точностью до
±20 м разницу по долготе между станциями системы DSIF
(40). Температура внутри аппарата поддерживалась в диапа¬
зоне (27-^32)° С с точностью до нескольких градусов.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата
такие же, как у аппарата Ranger VI. Часть аппаратуры под¬
верглась модификации (25): сокращено с 5 мин. до 1 мин.
20 сек. время, потребное для прогрева камер, что позволило
увеличить длительность их работы и получить на 25% боль¬
ше изображений поверхности Луны, чем планировалось при
запуске аппарата Ranger VI; дополнительно установлены дат¬
чики, измеряющие силу тока, вырабатываемого батареями;
для предотвращения случайного включения телевизионного
оборудования на атмосферном участке полета установлены
фильтры, исключающие самопроизвольное срабатывание ко¬
мандной системы камер под воздействием заряда статическо¬
го электричества; установлено блокирующее устройство, пре¬
дотвращающее включение временного механизма (механизм
предназначен для автоматического включения камер в том
4—6157
49

случае, если их не удастся включить по команде с Земли) да
отделения аппарата от ракеты-носителя. Временной механизм
подсоединяется'К командной системе через 32 часа после его
включения; введены изменения в телеметрическую систему, в
частности, увеличено с 15 до 90 число параметров телевизион¬
ной системы, измеряемых во время разогрева камер. В период
подготовки к полету аппарат, доставленный на м. Кеннеди*
был разобран и телевизионное оборудование было возвраще¬
но изготовителю для модернизации с учетом полета аппарата
Ranger VI. Предполетные испытания аппарата проводились
в более жестких условиях, чем аппарата Ranger VI: вибраци¬
онные, термические и вакуумные испытания велись одновре¬
менно, амплитуда колебаний при вибрационных испытаниях
была увеличена вдвое. Суммарный вес аппарата — 365,6 кг
(46)
Всего получено 4316 телевизионных изображений лунной
поверхности (39). Первое изображение получено камерой ти¬
па F с расстояния 1800 км от Луны за 13 мин. до падения ап¬
парата. В кадре находится участок поверхности размером
480X640 км. Последнее изображение получено камерой типа
Р с расстояния 300 м за 0,12 сек. до падения аппарата. В кад¬
ре находится участок поверхности размером 30x18 м (53).
Съемка продолжалась около 17 мин, во время съемки вектор
скорости аппарата составлял с местной вертикалью 12°, с оп¬
тической осью телевизионной системы — 23,7°, высота Солнца'
над лунным горизонтом — 22,5° (41). На станции слежения в
Голдстоуне полученные с аппарата сигналы поступали в те¬
левизионный приемник, с экрана которого фотографировались
на 35-миллиметровую пленку. Сигналы также записывались,
на магнитную ленту.
Стоимость изготовления и запуска аппарата, включая,
стоимость ракеты-носителя, — 28 млн. долл.
9.	Космический аппарат Ranger VIII (Ranger С) (14, 17, 42)
(условное обозначение аппарата Р-55)
Назначение аппарата такое же, как у аппарата Ranger
VII. Запуск аппарата произведен 17 февраля 1965 г. в 17 час.
05 мин. 01 сек. со стартового комплекса № 13 м. Кеннеди ра¬
кетой-носителем Atlas—Agena В. Полет ракеты-носителя и
аппарата проходил по программе, близкой к расчетной. После
выхода на траекторию полета к Луне аппарат Ranger С по¬
лучил название Ranger VIII, а по международной системе
обозначение 1965—10А. 18 февраля, в 10 час, когда аппарат-
находился на расстоянии 160 000 км от Земли, проведена кор¬
50

рекция траектории. Перед включением двигательной установ¬
ки аппарат совершил поворот по крену на 11,6° и по тангажу
на 151,8°. Корректирующая установка проработала 59 сек.,
сообщив приращение скорости 36,2 м/сек (без коррекции ап¬
парат прошел бы на расстоянии 1830 км от Луны). Коррек¬
ция траектории, включая маневры по тангажу и рысканью,
проведена за 12 мин. 20 февраля 'в 9 час. 57 мин. аппарат
упал на Луну в районе Моря Спокойствия в точке с селено¬
графическими координатами 2°43/ с. ш. и 24°38/ в. д., в 23 км
от расчетной точки падения (3° с. ш. и 24° в. д.). Аппарат на¬
ходился в полете 64 час. 51 мин. 59 сек. (15). В ноябре 1967 г.
аппаратом Lunar Orbiter II получены изображения района па¬
дения аппарата; на одном из снимков, по мнению американ¬
ских ученых, удалось обнаружить кратер, образовавшийся при
падении.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата
(30,43) такие же, как у аппаратов Ranger VI и Ranger VII, за
исключением части аппаратуры, подвергшейся модификации:
камеры Р—1 и Р—4 снабжены усовершенствования видикона-
ми, сила тока на выходе усовершенствованного видикона 2х
ХЮ-8 а (ранее—1хЮ-8 а), линейная разрешающая способ¬
ность— 39 лин/мм; разрешающая способность камер с новыми
видиконами на местности — 0,45 м\ все камеры откалиброва¬
ны в расчете на яркость от 21,5 до 18 300 лк\ мощность уси¬
лителя в бортовом передатчике повышена с 6 до 8-НО вт; со¬
кращено число контактов кабельной сети и улучшена ее изо¬
ляция; увеличена чувствительность телеметрических передат¬
чиков, регистрирующих разрядку батарей, которые питают
камеры и связанное с ними оборудование. Суммарный вес
аппарата — 366,9 кг.
Первоначально камеры предполагалось включить за
13 мин. до падения аппарата, но затем было принято решение
включить их за 23 мин. с целью получения большего числа
телевизионных изображений. Всего получено 7137 изображе¬
ний, охватывающих поверхность площадью 2 374 000 км2. Пер¬
вые изображения получены с высоты 2450 км, последние — с
нескольких сот метров над поверхностью Луны. Во время
съемки вектор скорости аппарата составлял с местной верти¬
калью угол 41,7°, а оптическая ось камеры была отклонена от
вектора скорости на 14°. По рекомендации специалистов На¬
учно-исследовательского центра разработки пилотируемых
космических кораблей участок падения аппарата выбран с
таким расчетом, чтобы во время съемки высота Солнца над
лунным горизонтом составляла менее 10°, что позволяет по
тени на склонах кратеров выявить кратеры с крутизной скло¬
нов более 10°. Это важно для определения участков посадки
аппарата Surveyor и лунной кабины корабля Apollo, которые
могут совершать посадку на склоны крутизной не более 15°.
41
51

10.	Космический аппарат Ranger IX (Ranger D)
(условное обозначение аппарата Р-56)
Назначение аппарата такое же, как у аппарата Ran¬
ger VIII. Запуск аппарата произведен 21 марта 1965 г. в
21 час 37 мин. 02 -сек. со стартового комплекса № 13 м. Кен¬
неди ракетой-носителем Atlas-Agena В. Полет ракеты-носите¬
ля и аппарата проходил по программе, близкой к расчетной.
После выхода на траекторию полета к Луне аппарат Ran¬
ger D получил название Ranger IX, а по международной си¬
стеме обозначение 1965—23А. 23 марта в 12 час. 03 мин.,
когда аппарат находился на расстоянии 280 ООО км от Зем¬
ли, проведена коррекция траектории полета (без коррекции
аппарат достиг бы Луны в точке с селенографическими ко¬
ординатами 4,1° с. ш. и 2,3° з. д., в 520 км от рассчетной точ¬
ки падения). 24 марта в 14 час. 08 мин. 20,06 сек. аппарат
упал на Луну в районе кратера Альфонса в точке с селено¬
графическими координатами 12°58' ю. ш. и 2°22' з. д. в
4,5	км от расчетной точки падения (13° ю. ш. и 2,5° з. д.) и
в 290 км от линии терминатора. Аппарат находился в поле¬
те 64 час. 31 мин. 18 сек. (26,28,56).
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата
такое же, как у аппарата Ranger VIII, кроме камер, снаб¬
женных усовершенствованными вид-иконами. Применение бо¬
лее чувствительного материала в видиконах повысило силу
электрического сигнала вдвое, до 4Х'10"8 а. Линейная разре¬
шающая способность — 59 лин/мм, разрешающая способ¬
ность на местности — 0,25 м. Камеры откалиброваны на по¬
лучение снимков при яркости от 323 до 16150 лк. Количество
линий разложения изображения для камер типа F—1152, для
камер типа Р—300 (13, 28, 47). Суммарный вес аппарата —
366,9	кГ (54).
Всего получено 5814 телевизионных изображений поверх¬
ности Луны (5). При сближении с Луной аппарат ориенти¬
рован так, чтобы центральная ось камер совпадала с векто¬
ром скорости, что позволило избежать «смазывания» изобра¬
жения (на предыдущих аппаратах такой ориентации не
производилось). Для такой ориентации аппарат совершил ма¬
невры по тангажу на +5,2°, затем по крену на (—16,3°) и
снова по тангажу на (—20,5°). Разогрев телевизионной сис¬
темы начался за 20 мин. 07 сек., а включение системы на
полную мощность — за 18 мин. 47 сек. до падения аппарата.
Камеры начали работать за 17,5 мин. до падения, когда рас¬
стояние до поверхности Луны составляло 2360 км, а съемка
прекратилась за 0,2 сек. до падения аппарата, когда до по¬
верхности оставалось 610 м (13). В период работы камер
вектор скорости составлял с местной вертикалью 25,1°, высо¬
та Солнца в месте падения аппарата—10°. Камеры сняли
52

участок поверхности, ограниченной координатами 0° ю. ш. и
45°оЗ. д.; 10° ю. ш. и 5° в. д.; 3,5° ю. ш. и 45° з. д.; 35° ю. ш.
и 5° в. д. (54). Телевизионные изображения принимались стан¬
цией слежения в Голдстоуне. Специальное устройство, раз¬
работанное Electrodynamics, обеспечивало преобразование
изображений, полученных камерой Fb. Этим устройством в
коммерческую телевизионную сеть США передано около
200 изображений поверхности в реальном масштабе вре¬
мени.
11.	Финансирование программы Ranger
Суммарные расходы по программе Ranger составили
около 260 млн. долл., в том числе— 170 млн. долл. на аппа¬
раты и около 90 млн. долл. — на приобретение ракет-носите¬
лей. Распределение бюджетных ассигнований на программу
и их доля и общих ассигнованиях на космические иссле¬
дования представлены в таблице 5 (годы указаны финансо¬
вые) .
Таблица 5
1962 г.
1963 г.
1964 г.
1965 г.
1966 г.
Ассигнования на про¬
грамму Ranger, млн.
долл.
63,4
78,9
30,306
11,037
1,0
Доля ассигнований в об¬
щем бюджете NASA
на космические ис¬
следования, %
3,528
2,175
0,600
0,213
0,019
12.	Некоторые итоги программы Ranger
Программа изучения Луны аппаратами Ranger была на¬
чата в 1961 году и завершена в 1965 году. Всего по програм¬
ме запущено 9 аппаратов. Программа состояла из 3-х эта¬
пов.
На первом этапе (1961	г.) предполагалось отработать
программу вывода аппаратов на геоцентрическую орбиту с
большим эксцентриситетом, провести испытания бортового
оборудования и осуществить ряд научных экспериментов.
Запущены аппараты Ranger I и Ranger II. Запуски были
неудачными: аппараты не вышли на расчетную орбиту (не
произошло повторного включения двигателя II ступени). Про¬
ведены частичные испытания бортового оборудования и часть
из запланированных научных экспериментов.
53

На втором этапе (1962 г.) предполагалось получить теле¬
визионные изображения поверхности Луны -перед падением
аппарата и доставить на поверхность Луны приборный кон¬
тейнер для проведения научных экспериментов. Запущены
аппараты Ranger III, Ranger IV и Ranger V. Ни один из
аппаратов не 'выполнил своей задачи, поверхности Луны до¬
стиг только аппарат Ranger IV, но телевизионных изобра¬
жений получить не удалось. Два других аппарата, не достиг¬
нув Луны, вышли на гелиоцентрические орбиты. Неудачи ап¬
паратов Ranger на этом этапе американские ученые объясни¬
ли воздействием на бортовое оборудование повышенной тем¬
пературы, которой подвергались аппараты при термической
стерилизации.
На третьем этапе (1964—1965 гг.) предполагалось полу¬
чить телевизионные изображения поверхности Луны перед
падением аппарата. Установка научной аппаратуры на ап¬
паратах этого этапа не предусматривалась. Запущены аппа¬
раты Ranger VI-ЛХ. Тремя последними из них получено и пе¬
редано на Землю более 17200 изображений поверхности Лу¬
ны. Часть снимков представлена на рис. И—13. Аппарат
Ranger VI достиг Луны, но получить изображения не уда¬
лось. Впервые получены изображения лунной поверхности с
близкого расстояния (до 300 м). Каких-либо новых типов
образований не обнаружено. Основной особенностью рельефа
являются кратеры, наличие которых прослежено вплоть до
диаметров 1 м. Выяснено, что последовательность кратеров
является непрерывной, вплоть до самых малых образований.
Кратеры разделяются на два типа: первичные — с резко вы¬
раженными краями, чашеобразные, и вторичные, относитель¬
но менее глубокие, со сложными очертаниями, образованные
выбросами из первичных кратеров (52). Число первичных
кратеров с уменьшением диаметра вдвое возрастает ~в 4 ра¬
за. Вторичные кратеры концентрируются преимущественно
на расстоянии до 3 диаметров от первичных, размеры их в
10—20 раз меньше, чем первичных. Количество их растет с
уменьшением диаметра быстрее, чем первичных, особенно
оно велико на лучах крупных кратеров (106 на 1 км2 на луче
кратера Тихо). По-видимому лучи образованы выбросами из
крупных кратеров (38). Новым типом кратеров являются
так называемые кратеры-конусы (димпл-кратеры), по-види¬
мому, обязанные своим происхождением проседанию грунта
в подповерхностные пустоты. Такова же, вероятно, природа
и неглубоких депрессий на поверхности. На дне кратера
Альфонс воронки и депрессии проседания занимают 90%
форм рельефа (9). Внутри кратера Альфонс вокруг мелких
кратеров заметны черные ореолы, по-видимому, следы вул¬
канической деятельности. Во всех изученных участках мно¬
гочисленны линейные цепочки кратеров, а также груды,
54

6
Рис. 12. Изображения лунной поверхности района Моря Спокой¬
ствия, полученные 20 февраля 1965 г. аппаратом Ranger VIII в
период падения на Луну.
а) Изображение лунной поверхности в районе кратера Деламбр, получен¬
ное телекамерой	с высоты 756 км. В центре — кратер Даламбр (диа¬
метр 52 км), на его дне видны мелкие кратеры. Внизу слева — кратер
Теон-младший (диаметром 16 км). В правом верхнем углу — темная
плоская поверхность Моря Спокойствия, в которое врезается острый ма¬
териковый мыс. Север на этом и последующих снимках находится сверху.
б) Изображение кратеров — близнецов Риттер (слева) (диаметр 32 км) и
Сабин в южной части Моря Спокойствия получено телекамерой Fa с вы¬
соты 243 км за 2 мин. 15 сек. до падения аппарата. В нижней части — две
параллельных бороздки и Гипатия.
в) Изображение лунной поверхности, полученное телекамерой F^ с высоты.
80 км за 45,6 сек. до падения аппарата. Изображенная поверхность имеет
размеры 19 км с востока на запад и 13,7 км с севера на юг. В правом
верхнем углу расположен комплекс больших углублений длиной 4,8 км..
Наименьшие видимые кратеры имеют диаметр 152 м.
параллельные известным складчатым горным цепям и дру¬
гим линейным образованиям эндогенного происхождения
(51). Крупных глыб и камней на поверхности мало. Изредка
глыбы можно заметить внутри образованных ими вторичных
кратеров. Мелкомасштабных трещин на поверхности не об¬
наружено. Мелкомасштабный рельеф ровный, крутизна по¬
верхности не превышает 5° на расстоянии до 30 ж, на боль-
57

ших расстояниях она еще меньше. Поверхность покрыта, по-
видимому, слоем рыхлого мелкодисперсного вещества, тол¬
щина которого, вероятно, не менее 5 м (7). Анализ получен¬
ных снимков позволил сделать предположение, что грунт мо¬
жет выдержать нагрузку до 10 кг/см2, и 'выявить участки
поверхности, пригодные для посадки лунной кабины корабля
Apollo. По результатам внешнетраекторных измерений уда¬
лось на порядок повысить точность определения массы Луны.
Библиография
1. Biasi V. de. Another failure, another board. «Space/Aeronaut.», 1964,
41, №2, 37
2. Bubb M. High hopes for lunar photos ride on Ranger VI launch. «Elec¬
tron. News», 1964, 9, № 414, 12
3. Clark E. Ranger 3 flight stirs reliability question. «Aviat. Week and
Space Technol.», 1962, 76, №6, 30—32 1962, 10.51.549
4. First details of Ranger Ills lunar instruments. «Missiles and Rockets»,
1961, 9, № 12, 92—93
5. Flight to Alphonsus. «Flight Internat.», 1965,	87,	№2928,	650—651,
1966, 1.62.85
‘6. Further Ranger 4 data. «Interavia Air Letter», 1962, №4978, 5
7. J a f f e L. D. Lunar dust depth in Mare Cognitum. «I. Geophys. Res.»,
1966, 71, 1095—1103, 1966, 8.62.214
8. Ко leu m E. H. Three Ranger Hard—landing flights eliminated; four
others delayed. «Aviat. Week and Space Tachnol.», 1963, 79, № 5, 17—18.
9. Ku i p e r G. P. Lunar results from Ranger 7 to 9. «Sky and Teleskope»,
1965, 29, №5, 293—308
10. L a Fond С h. D. Ranger to provide real moon close-up. «Missiles and
Rockets», 1962, 10, №5, 32—33, 1961, 7.51.731
11. Launch of Ranger lunar impact spacecraft. «Interavia Air Letter», 1964,
№5421, 6.
12. Lunar surface data is goal of Ranger 3. «Aviat. Week and Space Tech¬
nol.», 1962, 76, №4, 37—38
13. Lunar TV via Rangers. «Flight Internat.», 1965,	87,	№2926,	506,	1965,
12.62.70
14. L у t 11 e t о n R. A., Stubbs P. Ranger VIII’s Moon pictures. «New
Scientist», 1966, 25, №432, 487—490, 1966, 3.62.249
15. Mid—course change puts Ranger in target. «Aviat. Week and Space Tec¬
hnol.», 1965, 82, № 8, 34, 1965, 12.62.67
16. NASA, IPL seek cause of Ranger failure. «Aviat. Week and Space Tec¬
hnol.», 1964, 80, № 6, 22—25, 1964, 11.62.52
17. NASA preparing for Ranger IX next month; Ranger VIII returns 7162
photos. «Missile/Space Daily», 1965, 11, №37, 323—324 1965, 12.62.68
18. NASA cpurs lunar impact program. «Missiles and Rockets», 1960, 6, № 18,
15, 1961, 1.51.503
19. Northrop Ranger responsibility. «Interavia Air Letter», 1963,	№5200,
2—3.
20. Orbiter 2 photos used to identify Ranger 8 crater. «Aviat. Week and Spa¬
ce Technol.», 1967, 86, №4, 30—31, 1967, 8.62.223
21. Pay Rex. IPL looks for answer to Ranger VI malfunction. «Missiles and
Rockets», 1964, 14, №6, 16.
22. Projected launch of Ranger 5. «Interavia Air Letter», 1962, №5098, 5—6.
23. Race to Moon. «Electron. News», 1964, 9, №41i5, 13, 1964, 11.62.43
24. Ranger backup shot set for October. «Missiles and Rockets», 1961, 9, №9,
10
25. Ranger Block III extensively modified. «Missile/Space Daily», 1964, 8,
№ 16, 105, 105A, 1965, 5.62.94
59

26. Ranger IX expected to show whether Moon has active volcanos. «Missile/1
/Space Daily», 1965, 12, № 17, H29—130, 1966, 1.62.84
27. Ranger failures possibility due to sterilization. «Interavia Air Letter»}
1963, № 5161, 6
28. Ranger IX gives best accuracy, resolution; seen aiding Surveyor. «Missi
le/Space Daily», 1965, 12, №20, '154, 1966, 1.62.273
29. Ranger 1 is most sophisticated U. S. spacecraft. «Missile and Rockets»
1961, 9, №5, 14—15.
30. Ranger	8 launch. «Interavia Air Letter», 1965, №5689, 5—6
31. Ranger	2 launch fails. «Interavia Air Letter», 1961, №4871, 5.
32. Ranger	launch still slipping. «Missiles and Rockets», 1963, 13,	№	10,	9
33. Ranger	lunar hard lander. «Missiles and Rockets», 1963, 13, №	15,	60—62.
1964, 8.62.71
34. Ranger 3 lunar probe programme details. «Interavia Air Letter», 1962.
№4914, 4—6
35. Ranger 4 Moon crash. «Interavia Air Letter», 1962, №4980, 2—3.
36. Ranger III: most complicated and procusing. «Missiles and Rockets»,.
1962, 10, №4, 18.
37. Ranger 4 only a partial success. «Interavia Air Letter», 1962, №4977, 5.
38. Ranger VII—photographic mission to the Moon. COSPAR Inform. Bull,
1965, № 22, 52—74.
39. Ranger 7 photographs Moon. «'Flight Internat.», 1964, 86, №2891, 229.
40. Ranger pinpoints DSIF stations. «Missiles and Rockets», 1965, 16, №'12,
23.
41. Ranger VII proves Apollo feasibility. «Missiles and Rockets», 1964, 15,
№ 6, 16—18, 21—22, 24, 1965, 4.62.74
42. Rangers 8, 9 readied for flights to Moon. «Aviat. Week and Space Tec¬
hno!.», 1965, 82, №7, 52, 1965, 12.62.102
43. Ranger 8’s sharper eyes. «Electronics», 1965, 38, №4, 50
44. Ranger shot postponed. «Missiles and Rockets», 1961, 9, №6, 10.
45. Ranger shot set this month. «Interavia Air Letter», 1964, №5419, 6.
46. Ranger 7 specifications. «Interavia Air Letter», 1964, №5552, 6.
47. Bubb M. If all goes well-6 cameras will provide 4000—7000 photos.
«Electron. News», 1965, 10; №481, 38.
48. Strasser J. A. The Moon: we look before we leap. «Electronics», 1964,.
37, №4, 14—15. 1964, 10.62.51
49. Synchronized Ranger TV cameras to photograph lunar impact area. «Avi¬
at. Week and Space Technol.», 1962, 76, № 2, 29.
50. The high cost of exploring the Moon: Saturn SA—5 and Ranger 6. «In¬
teravia», 1964, 19, №3, 293.
51. The Ranger lunar missions. COSPAR Inform. Bull., 1965, №26, 69—90,
1966, 4.62.236
52. Urey H. C. Observations of the Ranger photographs. «The nature oi the-
lunar surface»., John Hopkins Press, 1966, 3—21.
53. Watkins H. D. Ranger photos boost cofidenoe in Apollo. «Aviait. We¬
ek and Space Technol.» 1964, 81, №6, 19—23, 1965, 3.51.446
54. Watkins H. D. Surveyor unit permits live TV broadcast from Ranger
9.	«Aviat. Week and Space Technol.», 1965, 82, № 13, 26—27,	1966,
2.62.112
55. Wilks B. Documentation error lost Ranger III photos. «Missiles and
Rockets», 1962, 10, №8, 33
56. W i 1 к s W. E. Apollo crater landing seen possible. «Missiles and Roc¬
kets», 1965, 16, № 13, 26, 28—29, 1965, 12.62.403

IV. ИЗУЧЕНИЕ ЛУНЫ ПО ПРОГРАММЕ SURVEYOR
1.	Программа создания космических аппаратов
Surveyor.
Программа Surveyor («Наблюдатель», «Топограф») яви¬
лась следующим этапом в изучении Луны за программой
Ranger. Ею предусматривалось создание аппарата для мяг¬
кой посадки на Луну и проведения исследований лунной по¬
верхности как в рамках программы Apollo, так и в научных
целях. В 1960 г. по заданию NASA Лабораторией по изуче¬
нию технических проблем межпланетных полетов совместно
с Лабораторией космической техники, McDonnel Aircraft
Corp., North American Aviation и Hughes Aircraft Co. были
начаты работы по созданию космического аппарата
для мягкой посадки и исследования лунной поверхности (18)*
Общее руководство этими работами, а затем и разра¬
боткой аппарата осуществлялось Лабораторией реактивного
движения. Руководство работами по программе в целом осу¬
ществлялось Управлением научных и прикладных космиче¬
ских исследований NASA. Первоначально предполагалось,
что в начале 1961 г. NASA выберет один из представленных
фирмами — разработчиками проектов для дальнейшей про¬
работки. Первые запуски аппаратов Surveyor ракетами-но¬
сителями Atlas — Centaur были запланированы на 1963—
1964 гг., всего в период 1963—1965 гг. предполагались за¬
пуски 7 аппаратов. Техническим заданием предусматрива¬
лось создать аппарат весом около 1000 кГ при весе научной
аппаратуры 45 кГ. На поверхность Луны предполагалось до¬
ставить приборный контейнер весом около 360 кГ (18). Си¬
стема посадки должна была обеспечить посадку аппарата со
скоростью 4 м/сек.
В декабре 1960 г. Лаборатории реактивного движения
вышеуказанными организациями были представлены проекты
61

аппарата по программе Surveyor. После их рассмотрения,
руководство NASA выбрало для дальнейших проработок
проект Hughes Aircraft Co., назначенной головной организа¬
цией по разработке и изготовлению аппаратов, получивших
название Surveyor. Контракт NASA с Hughes Aircraft Со. за¬
ключен в марте 1961 г. По проекту аппарат после отделения
от ракеты-носителя имеет вес 1100 кГ{, в т. ч.: конструкция,
связное оборудование и система терморегулирования —
230 кГ\ научные приборы и телевизионное оборудование —
90-М35 кГ; приборный контейнер, доставляемый на поверх¬
ность Луны,— 340 кГ. В качестве источника электроэнергии
предусматривалось использование химических батарей, под¬
заряжаемых солнечными элементами. Одновременно прора¬
батывался вариант системы электропитания с применением
термоэлектрического генератора с радиоактивным изотопом
Cm242 мощностью 30 вт [32]. Программой полета аппарата
предусматривалось проведение коррекции траектории с по¬
мощью верньерных двигателей — трех ЖРД с тягой, регу¬
лируемой в диапазоне от 13,6 до 48,5 /сг, работающих на мо-
нометилгидразине и четырехокиси азота. Предполагалось,
применить вытеснительную подачу топлива и регенеративное
охлаждение двигателей. Предварительный контракт Hughes
Aircraft Со. на разработку и изготовление двигателей заклю:
чен в 1961 г. с Thiokol Chemical Corp. Торможение аппа¬
рата на участке посадки на Луну предполагалось обеспе¬
чить бортовым РДТТ, стабилизацию и управление на всех,
участках полета — ЖРД и управляющими реактивными
соплами.
Для изучения лунной поверхности на аппарате предус¬
матривалось установить следующее научное оборудование
(4,8,65).
Четыре телекамеры для получения изображений лунной
поверхности и наблюдения за работой бортового оборудова¬
ния. Камеры включаются до посадки аппарата на Луну, не¬
посредственно после включения обозреваемая площадь поверх¬
ности составляет около 40 000 км2, а разрешающая спо¬
собность— до 0,33 км. После посадки аппарата предполага¬
лось объективы 3-х камер направить вверх, а объективы,
четвертой — вниз, для наблюдения за работой бурильной
установки. При съемке на поверхности Луны 3 камеры, на¬
правленные объективами вверх, имеют круговой обзор в
горизонтальной плоскости, обеспечиваемой системой зеркал,,
а четвертая — угол обзора в 65° в вертикальной плоскости.
Камеры снабжены 3 сменными объективами: широкоугольным.,
телеобъективом и объективом с высокой разрешающей спо¬
собностью; при фокусировке оптической системы обеспечи¬
вается их разрешающая способность 4, 1 и 0,2 мм, соответ¬
ственно. Предполагалось получить стереоскопические изоб¬
62

ражения лунной поверхности и провести фотометрические,,
колориметрические и поляриметрические исследования.
Приборы для измерения температуры у поверхности Лу¬
ны, которые в диапазоне 120—400° К при скорости изменения,
температуры до 3° К/мин. не должны иметь погрешность
больше 1°К. Они располагаются на высоте 1,2 м от поверх-'
ности. Измерения температуры предполагалось производить
несколько раз в течение лунного дня и ночи для определения
скорости остывания поверхности.
Приборы для измерения скорости звука в лунных поро¬
дах рассчитаны на измерение скорости от 100 до 7500 м/сек..
Звуковые колебания предполагалось создавать зарядами
взрывчатых веществ, подрываемых на некотором расстоянии,
от аппарата.
Акселерометры для изучения механических характеристик,
лунного грунта монтируются в «снаряды» конической и по¬
лусферической формы, сбрасываемые на поверхность с не¬
большой высоты; по показаниям акселерометров определяет¬
ся скорость движения «снарядов» через поверхностный слой.
Полученные данные предполагалось сравнивать с показания¬
ми аналогичных «снарядов», сбрасываемых на различные:
почвы Земли.
Прибор для определения прочности лунного грунта. Это*
определение предполагалось проводить двумя пластинами
различных размеров, вдавливаемыми в грунт, путем измере¬
ния скорости их углубления в зависимости от силы давления.
Буровая установка предназначалась для бурения и из¬
влечения пробоотборником образцов лунного грунта из сква¬
жины диаметром 5 см и глубиной до 1,5 м. Образцы лунного*
грунта подвергаются химическому анализу на аппарате, ре¬
зультаты анализа передаются на Землю.
Зонд для изучения подпочвенного слоя предполагалось
опустить в пробуренную бурильным устройством скважину, с
измерениями на различной глубине через каждые 15 сек.
Сейсмометр для проведения сейсмических исследований
на поверхности Луны регистрирует сдвиги грунта в 1 ц, при
этом создается напряжение от 25 до 50 мв.
Оборудование для отбора проб лунного грунта предназ¬
начено для отбора, размельчения и подачи проб в рентге¬
новский дифрактометр для минералогического анализа.
Приборы для проведения анализа образцов лунных по¬
род: рентгеновский спектрометр для определения по наве¬
денному рентгеновскому излучению процентного содержания
в образце Al, Fe, К, Са, Mg, Mn, Na, Ni, S, Ti, С, Cr, .'(рас¬
считан на проведение анализа 20 образцов); рентгеновский
дифрактометр для облучения 'рентгеновскими лучами образ¬
ца породы и регистрации наведенного у-излучения счетчиком
Гейгера — Мюллера (излучение сравнивается с наведенным
6 а

•у-излучением известных минералов и делается вывод о на¬
лички в лунных породах тех или иных минералов); газовый
хроматограф для анализа проб газов и органических соеди¬
нений в породах, слагающих лунную поверхность.
Приборы для измерения атмосферного давления и опре¬
деления газового состава атмосферы, рассчитанные на изме¬
рение давления атмосферы в диапазоне 10-7-‘-10-14 мм рт. ст.
Магнитометр для обнаружения магнитного поля Луны. Теле¬
скоп с высокой разрешающей способностью. Прибор для изу¬
чения магнитных свойств лунных пород. Прибор для опреде¬
ления энергетического спектра космических частиц, достигаю¬
щих поверхности Луны. Прибор для регистрации протонов
с энергией Е> 10 Мэе, а-частиц с энергией Е>40 Мэе и
электронов с энергией Е>0,5 Мэе. Прибор (микрофон) для
определения массы, скорости и направления полета частиц,
выбиваемых из лунных пород метеорными телами. Регистра¬
ция этих частиц и их изучение необходимо для выяснения
опасности для космонавтов на Луне, воздействия на объекти¬
вы оптической аппаратуры, зеркала и солнечные элементы ап¬
паратов, совершивших посадку на Луну. Контракт в размере
257,5	тыс. долл. на разработку и изготовление прибора NASA
заключило с Научно-исследовательским центром космических
полетов им. Маршалла.
Согласно предварительным проработкам стоимость созда¬
ния аппарата Surveyor по этому проекту оценивалась в
50 млн. долл.
В ходе дальнейших работ выяснилось, что первые, а, воз¬
можно, и последующие образцы ракеты-носителя Atlas —
Centaur, создававшейся в то время, не смогут вывести на
траекторию полета к Луне аппарат весом 1100 кГ. В связи
с этим проект аппарата был пересмотрен и вес уменьшен до
952 кГ при весе, доставляемом на поверхность Луны, 270 кГ.
Этот аппарат получил обозначение Surveyor А. Впоследст¬
вии, модель аппарата Surveyor А весом 950-^-970 кГ получи¬
ла наименование Block I, а модель весом 1130-^1270 кГ —
Block II.
В марте 1964 г. Лаборатория реактивного движения объ¬
явила конкурс на разработку тормозного РДТТ, а вскоре с
Atlantic Research Corp. и Thiokol Chemical Corp. был заклю¬
чен параллельный контракт. По условиям контракта Atlantic
Research Corp. должна была провести испытания 2 двига¬
телей, a Thiokol Chemical Corp. — одного. К апрелю 1965 г.
Atlantic Research Corp. провела испытания первого двига¬
теля, который при весе топливного заряда 450 кГ прорабо¬
тал 40 сек. При осмотре двигателя после испытаний суще¬
ственной эрозии сопла не было обнаружено. К марту 1965 г.
Thiokol Chemical Corp. на базе ВВС Эдвардс успешно про¬
•64

ведены огневые испытания РДТТ, 'который проработал
35 сек. Топливо содержало 12% присадки бериллия (23). По
результатам испытаний контракт Лаборатории реактивного
движения на разработку и 'изготовление тормозных РДТТ
для аппаратов Surveyor получила Thiokol Chemical Corp.
По контракту Hughes Aircraft Corp. верньерные ЖРД раз¬
рабатывались Reaction Motors, Div. (отделением Thiokol Che¬
mical Corp.). Проектом предусматривалось регенеративное
охлаждение и регулирование тяги в диапазоне от 29 до 100%.
При отработке возникли трудности с обеспечением регенера¬
тивного охлаждения и разработкой системы регулирования
тяги. В связи с задержкой работ Лаборатория реактивного
движения заключила в 1963 г. параллельный контракт на
разработку подобного двигателя с Лабораторией космичес¬
кой техники на сумму 345 тыс. долл. По контракту ЖРД
должны иметь тягу 63,5 кГ и допускать регулирование тяги
в диапазоне от 10 до 100%, обеспечиваемое форсунками с
регулируемым проходным сечением. Возможность регулиро¬
вания тяги в таком большом диапазоне должно было сде¬
лать двигатель Лаборатории космической техники более
экономичным, чем двигатель Reaction Motors, Div. В гидро¬
приводах управления двигателем предусматривалось исполь¬
зование одного из компонентов топлива, а не специальной
гидравлической жидкости. Охлаждение предполагалось обе¬
спечить за счет уноса разрушающегося покрытия. Огневые
испытания двигателя должны были быть проведены до конца
1963 г. В ходе дальнейших работ (в конце 1963 г.) контракт
Лаборатории реактивного движения с Лабораторией реак¬
тивной техники был продолжен на сумму 645 тыс. долл. Пре¬
дусматривалось, в частности, увеличение тяги до 82 кГ и
обеспечение регулирования ее в диапазоне от 9 до 82 кГ.
В течение 1963 г. Лабораторией реактивной техники прово¬
дились огневые испытания двигателя, в ходе которых он
трижды включался и проработал в общей сложности 330 сек.
По результатам работ Лаборатории реактивной техники
NASA в 1964 г. предполагало разорвать контратк с Reaction
Motors, Div., несмотря на то, что ею к 1963 г. было израс¬
ходовано на разработку двигателя около 8 млн. долл. Одна¬
ко, в ходе дальнейших испытаний Reaction Motors., Div., уда¬
лось устранить недостатки, и NASA приняло решение ис¬
пользовать этот двигатель для установки на аппарате Sur¬
veyor А модели Block I, а для более тяжелой модели Block II
использовать двигатель Reaction Motors, Div. или Лаборато¬
рии реактивной техники.
Прорабатывались варианты системы энергопитания, ис¬
пользующей радиоизотопные источники (13). Martin Со. про¬
водила работы по созданию радиоизотопного термоэлектри¬
ческого генератора весом 13 кГ и мощностью 26 вт. Уста¬
5-6157
65

новка получила название SNAP-11 (Space Nuclear Auxiliary
Power — вспомогательный ядерный источник для космических
аппаратов). Экспериментальный вариант SNAP-11 был пе¬
редан Лаборатории реактивного движения; в нем для нагре¬
ва рабочего тела использовался не изотоп, а электрический
нагреватель. Первую установку с радиоизотопом фирма дол¬
жна была передать Лаборатории реактивного движения в
феврале 1966 г. Общая стоимость разработки SNAP-11, па
предварительным оценкам, равнялась 1,5 млн. долл. Перво¬
начальными планами NASA предполагалось установить
SNAP-11 на аппарате Surveyor А модели Block I, однако,
в дальнейшем было принято решение использовать в системе
электропитания аппаратов Surveyor А химические батареи и
солнечные элементы. Комиссией по атомной энергии (Ato¬
mic Energy Commission — АБС) были заключены параллель¬
ные контракты с General Electric Со. и RCA на сумму
64,5	тыс. долл. и 69 тыс. долл., соответственно, предусмат¬
ривавшие изучение возможности создания радиоизотопной.
энергетической установки на Ри238 для аппарата Surveyor
модели Block II. Контрактами предусматривалось создание
установки весом не более 13,6 кГ, длиной 61 см, диаметром
25 см, обеспечивающей мощность 45—50 вт при напряжении
28 в и продолжительности работы 1 год. В 1965 г. в связи
с отказом NASA от разработки аппарата Surveyor А модели
Block II эти работы были прекращены.
Для запусков аппаратов Surveyor была разработана ти¬
повая программа полета. Ниже приводится вариант с выво¬
дом на промежуточную орбиту (7,20). После окончания ра¬
боты двигателей I ступени ракеты-носителя и ее отделения
включаются двигатели II ступени, которые выводят ступень
с аппаратом на промежуточную круговую орбиту высотой
160 км, по которой она обращается 25 мин., затем произво¬
дится повторное включение двигателей II ступени и ступень
с аппаратом переходит на траекторию полета к Луне. По
команде станции слежения в Крюгерсдорпе после оконча¬
ния работы двигателей, аппарат отделяется от ступени, раз¬
вертываются посадочная тренога и всенаправленная антенна
и производится ориентация аппарата относительно Солнца
и Канопуса. Солнечный датчик, по которому аппарат ориен¬
тируется на Солнце, выдает сигналы на электромотор, пово¬
рачивающий панели с солнечными элементами на Солнце.
Через 15—20 час. после запуска, когда аппарат находится в
поле зрения станции слежения в Голдстоуне, проводится кор¬
рекция траектории верньерными ЖРД (предусмотрено про¬
ведение нескольких коррекций), а затем аппарат снова ори¬
ентируется по Солнцу и Канопусу. На 3 сутки полета (на
расстоянии 1600 км от Луны) начинается цикл операций,,
обеспечивающий посадку аппарата.
66

I этап. Расстояние аппарата до Луны — от 1600 до 84 км;
скорость аппарата относительно Луны — от 2500 до
2620 м/сек. Реактивными управляющими соплами аппарат
ориентируется так, чтобы его продольная ось, по которой
размещен тормозной РДТТ, совместилась с вектором скоро¬
сти. На расстоянии 250 км от Луны по команде с Земли
включается радиолокатор AMR, измеряющий расстояние до
Луны. Далее все операции осуществляются автоматически.
На расстоянии 95 км от Луны AMR подает 'команду на про¬
граммно-временное устройство (ЛВУ), по команде которого
через определенные промежутки времени (временные устав¬
ки закладываются на борт по командам с Земли) включает¬
ся ЖРД (обеспечивают ориентацию аппарата во время ра¬
боты РДТТ и торможение аппарата после выключения
РДТТ), РДТТ (обеспечивает гашение скорости), радиовысо¬
тометр и доплеровский датчик скорости. В случае неудачно
проведенной коррекции траектории на этом этапе посадки
предусмотрено включение «подлетной» телекамеры.
II этап. Расстояние аппарата от Луны — от 84 до 12 км;
скорость аппарата относительно Луны — от 2620 до 119±
±38 м/сек. На высоте 84 км последовательно включаются
ЖРД и РДТТ. AMR устанавливается перед соплом РДТТ
и после включения РДТТ отбрасывается истекающей струей
газов (с этого момента работа ЖРД и РДТТ осуществляется
по командам от ПВУ).
III этап. Расстояние аппарата от поверхности Луны — от
12 км до 12 м\ скорость аппарата относительно Луны — от
119±38 м/сек до 1,5 м/сек. РДТТ работает 40 сек, снижая
скорость падения до 15-Н2 м/сек, и прекращает работу на
высоте 10 км. По достижении фиксированной скорости сни¬
жения на расстоянии 8 км от поверхности Луны РДТТ сбра¬
сывается по команде ПВУ от сигнала инерционного выключа¬
теля. Дальнейшее торможение и ориентация аппарата обес¬
печивается непрерывно работающими ЖРД. Работа ЖРД в
этот период вначале обеспечивается по командам от ПВУ, а
затем, после того, как радиолокационный альтиметр и допп¬
леровский радиолокатор (RADVS) начинают получать устой¬
чивые отраженные сигналы от поверхности Луны, по коман¬
дам от этих устройств. Расстояние до Луны в этот момент
4 км, а скорость — 0,1 км/сек.
IV этап. Расстояние аппарата от поверхности Луны — от
12 до 4 м; скорость аппарата относительно Луны постоянна—
1,5	м/сек. Спуск аппарата с постоянной скоростью обеспечи¬
вается работой ЖРД, которые на расстоянии 4,2 м до по¬
верхности Луны выключаются.
V этап. Расстояние аппарата до поверхности Луны — от
4 до 0 м; скорость аппарата относительно Луны — от 1,5 до
5*
67

5 м/сек. В течение 2 сек аппарат совершает свободное паде¬
ние. Расчетная скорость посадки аппарата в момент удара о
поверхность не должна превышать 4 м/сек, а отклонение про¬
дольной оси аппарата от вертикали — не более 5°. В момент
посадки перегрузки не должны быть более 20, хотя бортовое
оборудование проектировалось на перегрузки до 100. Время
полета аппарата от старта до момента посадки — около
66 час.
Для наземных испытаний и отработки бортовых систем
Hughes Aircraft Со. создала натурный макет, модель и экспе¬
риментальный образец аппарата Surveyor А. Натурный ма¬
кет предназначался для определения способности аппарата со¬
вершать посадку на горизонтальную и наклонную поверхно¬
сти разной структуры. Для имитации веса аппарата к карка¬
су макета прикреплялись стальные пластины, а для имитации
лунного тяготения использовались противовесы, компенсиро¬
вавшие 5/6 веса. Падение макета на поверхность, имитирую¬
щую скалистую или пылевую структуру грунта, осуществля¬
лось при различных значениях вертикальной и горизонтальной
составляющих вектора скорости. Для имитации пылевой по¬
верхности применялись древесные стружки и тальк, для опре¬
деления устойчивости макета поверхность, имитирующая лун¬
ный грунт, устанавливалась под различными углами (до 25°)
к горизонту, для имитации свободного падения после выклю¬
чения верньерных двигателей макет сбрасывался с высоты
4.5 м. Поверхность, на которую сбрасывался макет, имела на¬
клон для того, чтобы 2 опоры находились выше третьей и вся
нагрузка приходилась на третью ногу. Макет при этих испы¬
таниях не опрокидывался (55, 62, 72).
Модель аппарата предназначалась для испытания систе¬
мы, обеспечивающей посадку на Луну, в том числе системы
наведения и управления, и снабжалась верньерными двигате¬
лями, радиолокаторами, аппаратурой инерциальной системы
и соответствующим электронным оборудованием. Испытания
проводились с 1964 г. на базе ВВС Холломан (шт. Нью-Мек¬
сико), на полигоне White Sands Proving Ground (Ракетный
испытательный полигон Уайт Сэндс). Программой испытаний
предполагалось провести сбрасывания модели, поднятой на
воздушном шаре или аэростате на высоту 300—500 м. Модель
снабжалась небольшим парашютом, обеспечивающим ее ста¬
билизацию при падении. При достижении скорости падения
24.5 к/сек предполагалось, включить систему ориентации, а за¬
тем верньерные двигатели, которые должны снизить скорость
падения до 1,5—3,0 м/сек. Во время падения модели до высо¬
ты 150—180 м система управления и наведения должна ра¬
ботать в том режиме, который необходим для обеспечения по¬
садки аппарата на Луну. На высоте 150—180 м предполага¬
лось раскрыть большой парашют для смягчения удара при
68

посадке. Намечалось провести 8 таких испытаний. При даль¬
нейших испытаниях, когда модель не оснащается парашютом
и скорость составит около 6 м/сек, для смягчения удара при
посадке предполагалось применить пневматические амортиза¬
торы. Предполагалось провести дополнительно 2 испытания,
при которых не будет использоваться посадочный парашют,
а модель аппарата совершит посадку с помощью верньерных
двигателей, работающих по командам системы наведения и
управления. Модель аппарата, предназначавшаяся для испы¬
таний системы управления верньерными двигателями, получи¬
ла обозначение Т—2. В 1964 г. на полигоне Уайт Сэндс про¬
ведены 2 испытания этой системы, при которых модель аппа¬
рата сбрасывалась с аэростата. Они были неудачными из-за
некачественного изготовления моделей и плохой подготовки
испытаний Hughes Aircraft Со. Испытания этой системы про¬
должены в 1965 г. В ноябре 1965 г. проведены первые успеш¬
ные летные испытания элементов системы, обеспечивающих
мягкую посадку на Луну. Для этих испытаний модель аппара¬
та подвешивалась к аэростату, который поднимался на высо¬
ту 420 м. После подъема аэростата были включены бортовой
допплеровский радиолокатор, установленный на модели, и
другое оборудование системы управления и 3 верньерных дви¬
гателя. Затем модель отделилась от аэростата и на высоте
150 м был раскрыт парашют, обеспечивший её посадку. После
проведения этих испытаний высказывались опасения, что ра¬
диолокационные устройства, устанавливаемые на аппарате, не
смогут правильно измерять расстояние до поверхности Луны
потому, что по некоторым данным лунная поверхность может
иметь сравнительно толстый слой радиопрозрачного материа¬
ла и излучение радиолокатора будет отражаться не от поверх¬
ности Луны, а от твердых пород, залегающих на некоторой
глубине. Испытания радиолокатора и допплеровского датчи¬
ка скорости проводились с использованием вертолета. Радио¬
локатор и датчик скорости работали во время спуска вертоле¬
та с высоты 1800 м до 6 м. Первые испытания посадочной
системы (без тормозного РДТТ) начались в ноябре 1965 г.
Вес модели, предназначенной для этих испытаний, составлял
около J00 кг. При первых испытаниях в ноябре 1965 г. и фев¬
рале 1966 г. модель сбрасывалась с высоты 420 ж, на высоте
150 м выключались работавшие до этого момента верньерные
двигатели и развертывался посадочный парашют (55, 62, 72).
В мае 1966 г. продолжены испытания посадочной системы;
модель весом 102 кГ была сброшена с высоты 300 ж, при до¬
стижении скорости 16,8 м/сек были включены верньерные дви¬
гатели, которые снизили ее до 1,5 м/сек. Спуск продолжался
в течение 36 <сек и 'впервые был осуществлен без применения
парашютов. Программой проведения наземных испытаний
предполагалось экспериментальный образец аппарата доста-
69

вить на станцию слежения системы DSIF в Голдстоуне и про¬
вести испытания бортового оборудования, которое работает
по сигналам этой станции. Дальнейшими испытаниями на
базе Холломан предусматривалось изучение возможности за¬
тухания сигналов бортовых радиолокаторов при прохождении
их сквозь факел верньерных двигателей. Испытание носового
обтекателя, прикрывающего аппарат Surveyor А во время про¬
хождения ракеты-носителя через плотные слои атмосферы,
проводились на стенде комплекса CSTS Astronautics.
В качестве первой ступени ракеты-носителя Atlas-Centaur
использовалась ранее созданная ракета Atlas, а второй сту¬
пенью должна была служить ракета Centaur, разрабатывав¬
шаяся под руководством Научно-исследовательского центра
космических полетов им. Маршалла. Все запуски ракет-носи¬
телей Atlas-Centaur по программе Surveyor осуществлялись
со стартовых комплексов №№ 36А и 36В м. Кеннеди, создан¬
ных специально для этой программы. Отработка эксперимен¬
тальных образцов ракеты-носителя Atlas-Centaur началась в
1962 г. Первый запуск (АС-1) экспериментальной ракегы-но-
сителя Atlas-Centaur произведен 8 мая 1963 г. После неудач¬
ного запуска АС-1 решением NASA руководство работами по
ракете Centaur было возложено на Научно-исследовательский
центр им. Льюиса ввиду того, что Центр Маршалла был в ос¬
новном занят разработкой ракеты-носителя Saturn. В связи
с важностью программы Surveyor в 1963 г. решением прави¬
тельства работы по ракете-носителю Atlas-Centaur были от¬
несены к категории «самых первоочередных работ». Для об¬
наружения возможных неисправностей систем ракеты-носите¬
ля NASA и Центром Льюиса было принято решение прово¬
дить до старта полную комплексную проверку ракеты-носите¬
ля на специальном стенде Astronautics в г. Сан-Диего. После
запуска АС-1 в конструкцию ракеты-носителя были внесены
существенные усовершенствования и проведены длительные,
продолжительностью 14 месяцев, наземные испытания отдель¬
ных узлов и ракеты-носителя в целом. Запуски эксперимен¬
тальной ракеты-носителя Atlas-Centaur АС-2 и АС-3 состоя¬
лись, соответственно, 27 ноября 1963 г. и 30 июля 1964 г.
Программой запусков предусматривалось проведение испыта¬
ний стартового комплекса, бортовых систем и ракеты-носите¬
ля в целом. Запуск экспериментальной ракеты-носителя At¬
las-Centaur АС-4 состоялся И декабря 1964 г. Программой
испытаний предусматривались те же задачи, что и при запу¬
ске АС-3, а также ряд дополнительных испытаний бортовых
систем, в частности, повторного включения двигательной ус¬
тановки II ступени и системы, с помощью которой совершает¬
ся пространственный маневр II ступени. Полезной нагрузкой
являлся макет аппарата Surveyor, который имитировал его ве¬
совые и вибрационные характеристики. В полете не была осу-
70

ществлена ориентация и стабилизация II ступени, повторное
включение двигательной установки осуществить не удалось.
Параллельно с разработкой аппарата Surveyor А в 1961—
1962 гг. проводились работы по созданию аппарата Surveyor В
для вывода на селеноцентрическую орбиту и получения
снимков лунной поверхности. В связи с недостатком средств
разработка аппарата Surveyor В в 1963 г. была прекращена и
аппараты Surveyor А моделей Block I и Block II стали назы¬
ваться Surveyor. Первоначально NASA планировало начиная
с 1963 г. по 1966 г. осуществить запуск 17 аппаратов Survey¬
or: 7 экспериментальных аппаратов модели Block 1 и 10 отра¬
ботанных аппаратов модели Block II. Планами NASA пре¬
дусматривалось в период МГСС (1964—1965 гг.) осуществить
запуск 2 аппаратов Surveyor. Расходы на разработку всех
этих аппаратов, изготовление и запуски должны были соста¬
вить около 620 млн. долл. В начале 1964 г. срок запуска пер¬
вого экспериментального аппарата Surveyor модели Block I
был перенесен на II квартал 1965 г. Этот аппарат предназна¬
чался для проведения испытания бортовых систем. Три по¬
следующих аппарата, предназначавшихся для изучения Луны,
предполагалось запустить с 3-месячными интервалами. Пер¬
вые телевизионные изображения лунной поверхности плани¬
ровалось получить при запуске 5-го аппарата в середине
1966 г. Против этого плана возражали конструкторы, проекти¬
ровавшие лунную кабину корабля Apollo* для которых полу¬
чение изображений и характеристик лунной поверхности поз¬
волило бы на ранней стадии проектирования лунной кабины
учесть реальные условия при посадке. Поэтому было выдви¬
нуто предложение о получении изображений при запусках
первых четырех аппаратов. Были изменены и сроки запуска
отработанных аппаратов Surveyor модели Block II (эту мо¬
дель предполагали оснастить самоходным устройством, а за¬
пуски ее начать с 1967 г.). В связи с сокращением Конгрес¬
сом в середине 1964 г. бюджетных ассигнований NASA на
1965 финансовый год руководство NASA пересмотрело про¬
грамму запусков аппаратов Surveyor (26). Новой программой
предусматривалось сокращение числа запусков отработанных
аппаратов модели Block I с 7 до 5. Первые 3 аппарата пред¬
назначались для испытания бортовых систем, обеспечивающих
мягкую посадку. Их предполагалось оснастить телекамерой
для получения изображений лунной поверхности в период
посадки аппарата, научную аппаратуру устанавливать не
предполагалось.
После запуска АС-4 в январе 1965 г. был вновь уточнен
план дальнейших запусков: для отработки ракеты-носителя
Atlas-Centaur предполагалось осуществить 4 запуска (АС—
5^-АС—8), отработку бортовых систем экспериментального
аппарата Surveyor модели Block I — при 3 запусках (АС—9-*-
71

-*-АС—11), доставку на Луну отработанных аппаратов Sur¬
veyor модели Block II начать с запуска АС-12, но не ранее,
чем в 1966 г. К началу 1965 г. ассигнования, потребные на
реализацию программы Surveyor, стали оцениваться в раз¬
мере 760 млн. долл., причем уже было израсходовано около*
531 млн. долл. (6). Однако этот план был скорректирован и
утверждена новая программа запусков (42). В марте 1965 г.
предполагалось осуществить запуск АС-5 -с макетом аппарата
в качестве 'полезной нагрузки и продолжить отработку бор¬
товых систем ракеты-носителя. В июне 1965 г. планировалось
осуществить запуск АС-6 с теми же задачами, что и при
запуске АС-5, и закончить этап обработки ракеты-носителя
Atlas-Centaur. В сентябре-октябре 1965 т. предусматривалось
осуществить запуск АС-7 и доставить на Луну первый экс¬
периментальный аппарат Surveyor модели Block I для по¬
лучения телевизионных изображений лунной 'поверхности и
отработки системы, обеспечивающей мягкую посадку аппа¬
рата.
К августу 1965 г. были завершены виброиспытания экс¬
периментального аппарата Surveyor и начались испытания
в барокамере. В ходе испытаний ошибочно было использо¬
вано напряжение, превышающее допустимое, и ряд транзи-
стеров 'и диодов был поврежден, что задержало окончание
испытаний. Необходимость в проведении дополнительных .ис¬
пытаний заставила отложить запуск АС-7 на декабрь 1965 г.
Запуск АС-5 произведен 2 марта 1965 г. В результате са¬
мопроизвольного прекращения работы двигателей I ступени
ракета-носитель взорвалась через 2 секунды после включе¬
ния двигателей и был поврежден пусковой стол стартового*
комплекса № 36А. Полезной нагрузкой являлся динамичес¬
кий макет аппарата Surveyor. После ряда неудачных запус¬
ков ракеты-носителя Atlas — Centaur Комитет Палаты Пред¬
ставителей по научным вопросам и астронавтике рекомендо¬
вал в 1965 г. руководству NASA рассмотреть возможность
использования для запусков аппаратов Surveyor ракету-но¬
ситель Titan II 1C (9). В связи с отставанием отработки ра¬
кеты-носителя Atlas—Centaur Конгресс включил в бюджет
NASA на 1965 ф. г. ассигнования в размере 10 млн. долл.
на приспособление ракеты-носителя Titan IIIC для запусков
аппаратов Surveyor. В июле 1965 г. из-за сокращений бюд¬
жетных ассигнований руководство NASA рассмотрело вопрос
о создании отработанного аппарата Surveyor модели Block II,
оснащенного самоходным устройством, и приняло решение
прекратить эти работы (22). Запуск АС-6 произведен 11 ав¬
густа 1965 г. со стартового комплекса № 36В. Полезной на¬
грузкой являлась динамическая модель аппарата Surveyor.
Задачи запуска были выполнены. По результатам запусков,
АС-1-Т-АС-6 руководством NASA ракета-носитель Atlas-Cen-
72

taur признана отработанной. Однако для отработки бортовых
систем впоследствии произведено еще 2 запуска (АС-8 и
АС-9).
В конце 1965 г. была уточнена программа запусков аппа¬
ратов Surveyor. Предполагалось осуществить запуск 10 экс¬
периментальных аппаратов модели Block I и отработанных
аппаратов модели Block II, которые получили название Sur¬
veyor A, Surveyor В, . . ., Surveyor I и Surveyor J, запускам
этих аппаратов было присвоено обозначение «SC» (Surve-
yor-Centaur), SC-1 до SC-10. Запуск SC-1 первого экспери¬
ментального аппарата Surveyor А согласно этой программе:
был намечен на февраль 1966 г., но ввиду отставания про¬
ведения наземных испытаний аппарата Surveyor А запуск
был перенесен на май 1966 г. Всего предполагалось провести
7 испытаний, в частности, испытания в термобарокамере,
причем некоторые испытания — в течение 66 час. Экспери¬
ментальные аппараты Surveoyr А, В, С и D модели Block I
должны были иметь вес не более 1020 кГ. Программой пре¬
дусматривалось получить телевизионные изображения по¬
верхности Луны и провести отработку бортовых систем аппа¬
рата. Установка научных приборов на этих аппаратах не пре¬
дусматривалась. С 1967 г. уточненной программой предусмат¬
ривалось начать запуск аппаратов Surveyor Е, F и G модели
Block II весом по 1020 /сГ, в том числе научных приборов —
52 кГ. Предполагалось провести изучение Луны и получить
детальные телевизионные изображения лунной поверхности.
На каждом из аппаратов предполагалось установить (7, 20):
3 телевизионные камеры для получения изображений лунной
поверхности, причем объектив одной из камер предполагалось-
направить вертикально вниз, а две другие использовать для
направленной съемки с использованием системы зеркал; блок,
приборов для исследования динамики посадки аппарата,,
включающий 9 тензометров, 3 линейных акселерометра, 3 ско¬
ростных гироскопа, 6 индикаторов соприкосновения с по¬
верхностью, 3 индикатора положения амортизирующих опор
на посадочных ногах аппарата, с их помощью предполагалось
определить ускорения, скорости, смещение осей аппарата при
ударе о поверхность, прочность и сопротивление грунта на
сдвиг, глубину проникновения аппарата в грунт; устройство
для изучения механических свойств лунного грунта. Устанав¬
ливаемый акустический детектор метеорных частиц и частиц,
лунного грунта, выбиваемых метеорными телами, позволяет
регистрировать частицы с импульсом до 10-5 дин/сек. Пре¬
дусматривалось измерить число, массу, скорость частиц и оп¬
ределять траекторию их полета. С помощью устройства для:
анализа проб лунного грунта по рассеянному а-излучению„
создаваемому радиоактивным источником, входящим в него,,
предполагалось обеспечить идентификацию химических эле-
73

.'ментов с атомным номером более 5. Устанавливаемый сейсмо¬
метр предназначен для регистрации сейсмической обстановки
на Луне (определение числа, мощности и пространственного
распределения естественных сейсмических колебаний). Сей¬
смометр регистрирует колебания поверхности с частотой от
0,05 до 10 гц и вертикальное смещение до 10“3 мк при часто¬
те 1 гц и позволяет регистрировать падение метеорных час¬
тиц в районе радиусом 160 км от места посадки аппарата.
После завершения запусков этой серии предполагалось
осуществить запуски аппаратов Surveyor Н, I и J модели
Block II весом по 1110 кГ для продолжения изучения лун¬
ной поверхности. В начале 1966 г. произошло новое измене¬
ние программы Surveyor из-за сокращения бюджета NASA
на 1966 ф. г. По новой 'программе был сокращен объем ис¬
следований, предполагавшихся осуществить с помощью аппа¬
ратов Surveyor Е, F, G модели Block II, что повлекло за
собой уменьшение числа приборов, устанавливаемых на этих
аппаратах: вместо 3 телевизионных камер и 5 комплектов
научного оборудования на каждом аппарате предполагалось
установить 1 камеру и один неполный 'комплект научного
оборудования (блок приборов для исследования динамики
посадки аппарата). Такое изменение программы не позво¬
лило разрабатывать аппараты Surveyor А модели Block II
весом 1020 кГ. Запуски 4 экспериментальных аппаратов Sur¬
veyor А, В, С, D модели Block I, согласно измененной про¬
грамме, должны были быть закончены до конца 1967 г., а
отработанных аппаратов Surveyor Н, I и J модели Block II
весом 1110-М 130 кГ—начаться во второй половине 1968 г.
На отработанных аппаратах предполагалось установить 3 те¬
лекамеры (2 для получения панорамных изображений и
одна, с объективом, направленным вниз, для получения де¬
тальных снимков) и научные приборы. Несмотря на сокраще¬
ние объема исследований американские ученые предполагали
с помощью экспериментальных аппаратов Surveyor получить
необходимые данные о лунном грунте (73|). Датчики напря¬
жения, устанавливаемые на опорах шасси, могут дать неко¬
торые сведения о прочности грунта. Панорамная телекамера
может дать сведения о рельефе. Если в поле зрения камеры
попадает опора шасси, то по степени ее погружения в грунт
можно судить о его прочности. Разрешающая способность ка¬
меры при съемке объектов, находящихся на переднем плане,
достаточна для того, чтобы отличить лавовые породы от сце¬
ментированной или несцементированной пыли, колориметри¬
ческие исследования могут быть проведены с помощью смен¬
ных цветных светофильтров. Радиолокационные устройства,
используемые в системе посадки, могут дать сведения об от¬
ражательной способности грунта и о глубине залегания слоя,
отражающего радиолокационное излучение. При помощи тем-
74

:пературных датчиков можно получить сведения о температур¬
ных условиях на поверхности Луны.
В дальнейшем осуществление программы Surveyor прохо¬
дило по несколько измененному плану. 7 апреля 1966 г. про¬
изведен запуск седьмой экспериментальной ракеты-носителя
Atlas-Centaur, получившей обозначение АС-8. По первона¬
чальным планам седьмую ракету-носитель предполагалось
использовать для доставки первого экспериментального ап¬
парата Surveyor на Луну, но позже было принято решение
использовать ее для вывода макета аппарата Surveyor на
геоцентрическую орбиту.
При проведении наземных испытаний аппарата Survey-
юг А были обнаружены неисправности, часть из которых
устранена в ходе подготовки к запуску, устранение некото¬
рых из них повлекло за собой изменение состава бортового
оборудования и программы полета. В частности, электро¬
моторы и привод устройства ASPP (Antenna/Solar Pannel
Positioner — устройство для установки антенны и панели с
солнечными элементами), обеспечивающего ориентацию па¬
нели с солнечными элементами на Солнце, а направленной
антенны — на Землю, не работали при температуре ниже
—100°С; согласно расчетам, в полете это устройство будет
охлаждаться до температуры —106° С. Было принято реше¬
ние не проводить его модификацию, а изменить программу
полета при запуске SC-1: не использовать направленную ан¬
тенну до посадки аппарата, зафиксировать ее параллельно
мачте, на которой она монтируется (это необходимо для
предотвращения смещения центра тяжести аппарата, что
важно в момент посадки), а устройство ASPP, пока оно не
охладится, включить сразу после отделения аппарата от ра¬
кеты-носителя для установки панели с солнечными элемен¬
тами перпендикулярно продольной оси аппарата; после за¬
вершения этой операции устройство выключается. Для по¬
следующих аппаратов Surveyor было разработано устрой¬
ство ASPP, работавшее при температуре —143° С. Другой
неисправностью было то, что при низкой температуре элек¬
тродвигатель, поворачивающий зеркало «подлетной» теле¬
камеры, срабатывал только после многократного повторения
команд. Вначале было принято решение не устанавливать на
.аппарате Surveyor «подлетную» камеру. Это решение мотиви¬
ровалось тем, что для ее нормальной работы направленная
антенна должна быть обращена к Земле, а уверенности в
том, что это удастся сделать не было, а также тем, что пере¬
дача телевизионных изображений, полученных ею, заставит
делать перерывы в передаче телеметрической информации
на участке подлета и посадки. Однако, все же было решено
установить на этом аппарате «подлетную» камеру, но вклю¬
чение ее предусматривалось только в том случае, если аппа¬
75

рат «вследствие неудачной коррекции пройдет мимо Луньг.
Испытания обнаружили также, что при работе верньерных
ЖРД возникает вибрация, которая может помешать нор¬
мальной работе радиолокационных устройств в системе, обе¬
спечивающей посадку аппарата. Высказывались также опа¬
сения, что могут возникнуть трудности с получением инфор¬
мации от блока приборов для исследования посадки аппа¬
рата. Передача этой информации производится в момент
посадки, когда шумы и вибрации могут ослабить сигнал бор¬
тового передатчика. Для преодоления этого предполагалось,
принять меры по своевременному вводу в эксплуатацию ан¬
тенны с отражателем диаметром 64 м на станции слежения
системы DSIF в Голдстоуне.
После успешного запуска SC-1 программа Surveyor вновь
была уточнена (24) и принято решение сократить число за¬
пусков экспериментальных аппаратов, а научные приборы
устанавливать такие же, как на аппарате Surveyor Е (за¬
пуск S'C-5), а не как на аппарате Surveyor Н (запуск
SC-8). 26 октября 1966 г. произведен последний запуск
(АС-9) экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur.
Полезной нагрузкой был весовой макет аппарата Surveyor.
В конце 1966 г. NASA приняло решение отказаться от
создания 3 отработанных аппаратов Surveyor модели
Block II (Surveyor Н, I и J) для изучения потенциальных
мест посадки лунной кабины корабля Apollo, мотивирован¬
ное тем, что они не могут быть созданы достаточно быстро,,
чтобы обеспечить получение необходимых данных, которые
можно было бы использовать при проектировании лунной
кабины. Кроме того, изучение потенциальных мест посадки
лунной кабины возможно провести в достаточном объеме
5 экспериментальными аппаратами Surveyor OSurveyo’r G.
Сокращение числа запусков позволило сократить расходы на
программу примерно на 100 млн. долл.
Запуск SC-3 экспериментального аппарата Surveyor С
был задержан примерно на 2 месяца из-за того, что при
наземных испытаниях был обнаружен ряд неполадок в бор¬
товых системах, в результате чего аппарат был демонтиро¬
ван, а неисправные системы отправлены для устранения
обнаруженных дефектов фирмам-изготовителям. После ус¬
пешного запуска аппарата и получения данных о характе¬
ристиках лунной поверхности американскими учеными было<
высказано мнение, что оставшиеся 4 аппарата Surveyor D-f-
Surveyor G целесообразно использовать не для изучения
сравнительно ровных районов Луны, с точки зрения опре¬
деления возможности посадки лунной 'кабины, а для изуче¬
ния весьма пересеченных и интересных в научном отношении
районов. Аппарат Surveyor D целесообразно было бы ис¬
пользовать для посадки в районе Центрального залива, где
76

аппаратами Lunar Orbiter были обнаружены пересеченные
участки местности. Первоначально в этот район предполага¬
ли доставить аппарат Surveyor С, но после того, как стало
ясно, что этот район весьма пересечен и для доставки лунной
кабины не приемлем, его направили в восточную часть Океа¬
на Бурь. Этапы осуществления программы Surveyor приве¬
дены ниже.
2.	Космический аппарат Surveyor I (Surveyor А)
Основная цель запуска — доставка аппарата Surveyor на
•Луну с осуществлением мягкой посадки, получение телеви¬
зионных изображений лунной поверхности в районе посадки
и отработка систем аппарата. При этом запуске продолжа¬
лась отработка систем ракеты-носителя. При запуске реша¬
лись задачи по изучению характеристик лунного грунта по по¬
гружению опор посадочного устройства; по испытаниям систем
коррекции траектории, мягкой посадки, связи и отработки
систем ракеты-носителя. В одну из полых трубок каркаса
был помещен американский национальный флаг.
Запуск SC-1 аппарата (рис. 14) произведен 30 мая
1966 г. в 14 час. 41 мин. 09 сек. (расчетное время — 14 час.
41 мин.), со стартового комплекса № 36А м. Кеннеди раке¬
той-носителем Atlas-Centaur АС-10. Азимут запуска — 102,3°.
«Окном» для запуска 30 мая было время с 14 час. 39 мин.
до 15 час. 27 мин. Комплекс № 36А восстановлен после раз¬
рушения в результате взрыва ракеты-носителя при запуске
АС-5 2 марта 1965 г., затраты на восстановление комплекса
составили около 2 млн. долл. Полет ракеты-носителя и ап¬
парата проходил по программе близкой к расчетной. Вывод
аппарата на траекторию полета к Луне производился по
программе, несколько отличной от штатной: не предусматри¬
вался повторный запуск двигателей II ступени, а аппарат
выводился непосредственно на траекторию полета к Луне.
Ниже приведена программа полета при запуске от момента
выключения основных двигателей II ступени (в скобках указа¬
но расчетное время): Т — момент старта; Т + 11 мин. 55 сек. —
развертывание посадочного шасси аппарата; Т +
+12 мин. 05 сек. — подача команд на развертывание стерж¬
ней, несущих всенаправленные антенны (один из стержней
не развернулся), и переключение передатчиков на работу
при полной мощности (10 вт вместо 0,1 вт)\ Т +
+ 12 мин. 31,1 сек. (12 мин. 31 сек.) —отделение аппарата от
II ступени. После выхода аппарата Surveyor А на траекто¬
рию полета к Луне он получил название Surveyor I, а по
международной системе —обозначение 1966—45А. После
того как II ступень совершила разворот на 180°, была осу-
77

Рис. 14. Космический аппарат Surveyor I
(без тормозного РДТТ).
/ — панель с солнечными элементами; 2 — остронаправленная
антенна; 3 — всенаправленная антенна; 4 — панорамная телеви-
визиониая камера; 5 — контейнер с электронным оборудованием
(2 шт.); б — антенна радиолокационного альтиметра; 7 — блок
разрушающейся сотовой конструкции; 8 — контейнер с вспомо¬
гательной химической батареей; 9 — баллон с гелием, исполь¬
зуемым в вытеснительной системе подачи топлива в ЖРД;
10 — «нога» посадочного шасси; 11 — верньерный ЖРД;
12 — антенна доплеровского радиолокатора.
ществлена подача в основные двигатели II ступени компо¬
нентов топлива, которые, истекая из сопел без воспламенения
создают некоторую тягу; торможение ступени обеспечивается
РДТТ, установленными на ней. Через 5 час. после запуска
ступень отдаляется от аппарата на расстояние не менее
300 км. После этого маневра II ступень переходит на гео¬
центрическую орбиту с апогеем 400 ООО км, наклонением
33,6° и периодом обращения И сут.
Т+(21 мин. 30 сек.) —начало цикла операций по коман¬
дам ПВУ (успокоение аппарата, поиск Солнца, ориентация
продольной оси аппарата на Солнце, ориентация панели с
солнечными элементами на Солнце). Развертывание панели
и поиск Солнца могут осуществляться и по командам с Зем¬
ли; Т+(32 мин.)-^-Т+(60 мин.)—установление связи с ап¬
паратом станцией слежения в Иоганнесбурге; Т +
+ 1 час. 21 мин. — завершение ориентации на Солнце панели
78

с солнечными элементами; Т+4 час 29 мин (6 час) —захват
датчиком звезды Канопуе. Поиск Канопуса может осущест¬
вляться 2 способами; по первому способу аппарат вращается
со скоростью 0,5 град/сек, при захвате какой-либо звезды
на Землю поступает сигнал о ее яркости и осуществляется
сверка с эталоном; другой способ предусматривает вращение
аппарата :на 360°, регистрацию всех звезд, яркость которых,
находится в диапазоне чувствительности датчика и сравнение.
полученной карты неба с контрольной.
Без коррекции траектории аппарат достиг бы поверхно¬
сти Луны в точке, находящейся в 400 км к юго-западу от
расчетной точки (3,25° ю. ш. и 43,83° з. д.). Потребная вели¬
чина корректирующей скорости для компенсации промаха и
обеспечения требуемой продолжительности полета составля¬
ла 6,4 м/сек, а только для 'компенсации промаха — 3,8 м/сек.
31 мая была проведена коррекция траектории. В период ее
проведения аппарат находился на расстоянии 156 000 км.
от Земли и был в зоне видимости станции слежения в Голд-
стоуне. Двигатели были включены в 6 час. 45 мин. и прора¬
ботали 20,75 сек (расчетная продолжительность 20,65 сек),,
обеспечив приращение скорости 20,3 м/сек. Коррекция про¬
ведена с таким расчетом, чтобы аппарнт опустился в 32 км
от первоначально намеченной точки. Новая расчетная точка
посадки имела селенографические координаты 2,3° ю. ш. и
43,85° з. д. 31 мня в 7 час 03 мин аппарат вновь был ориен¬
тирован по Солнцу и Канопусу. Операции, обеспечивающие
посадку на Луну, начались на 34 мин. до расчетного време¬
ни включения тормозного РДТТ. Аппарат совершил разворот
по крену на 89,3°, затем по рысканию на 59,92° и снова по
крену на 94,2°, в результате чего продольная ось аппарата
была совмещена с вектором скорости. Маневры заверши¬
лись за 29 мин. до расчетного времени включения РДТТ.
При посадке аппарата РДТТ и ЖРД работали по расчетной
программе. Направление вектора тяги РДТТ отличалось от
расчетного на 0,3° (допустимое отклонение 1°), а вектор тяги
проходил в 0,5 мм от центра масс (допустимое отклонение
4,5	мм). В момент прекращения работы РДТТ скорость ап¬
парата относительно Луны равнялась 131,7 м/сек (расчетная
скорость 119=+= 33 м/сек (40). Вертикальная составляющая
скорости при посадке аппарата равнялась примерно 3,3 м/сек
(74), а горизонтальная составляющая была очень мала (рас¬
четное значение вертикальной составляющей скорости — не
более 6 м/сек, горизонтальной — не более 2,2 м/сек). При
сближении аппарата с Луной угол между вектором скорости
и местной вертикалью составлял 6° (предельный угол сбли¬
жения для аппаратов Surveyor равен 45°) (63). 2 июня в
6 час. 17 мин. 37 сек. аппарат совершил посадку
в Океане Бурь в точке с селенографическими координатами
79-

'2°27' ю. ш. и 43°13/ з. д. в 14 км от новой расчетной точки
посадки.
Опоры шасси аппарата коснулись поверхности с интер¬
валами 0,01 сек, нагрузки на опоры составили 610, 730 и
520 кг, соответственно (21). При первом касании аппарата
нагрузка на грунт составила 0,56 кГ/см2, -после успокоения
аппарата — 0,035 кГ/см2 (19). Площадка, на которую сел
аппарат, почти параллельна лунному горизонту (уклон не бо¬
лее 1—2°). Первой коснулась поверхности Луны опора 2,
затем 1 и 3. Нагрузки при посадке соответствовали тем, ко¬
торые были рассчитаны по результатам сбросов макета ап¬
парата на имитированный лунный грунт. После первого ка¬
сания аппарат подскочил на 6 см и опустился через 1 сек.,
причем опоры погрузились в грунт на 2,5 см (24, 57j). Не раз¬
вернувшийся в полете стержень с одной из всенаправленных
.антенн при ударе аппарата развернулся, и антенна в даль¬
нейшем использовалась для связи. В полете связь с аппара¬
том осуществлялась через одну всенаправленную антенну,
на аппарат было послано около 300 прямых команд. Полет
аппарата от момента старта ракеты-носителя и до посадки
продолжался 63 час. 36 мин. 28 сек. (25,53).
После посадки были выключены радиолокационный аль¬
тиметр, доплеровский радиолокатор и датчики напряжения
на посадочных ногах и принята телеметрическая информа¬
ция, показавшая исправность бортовых систем. После про¬
верки панорамной телекамеры началась передача на Землю
изображений лунной поверхности и деталей аппарата с раз¬
верткой 200 строк. Передача изображений производилась
через всенаправленную антенну (высота Солнца над горизон¬
том в момент начала съемки — 28°). Было получено около
десятка изображений опор посадочного устройства, участка
лунной поверхности около аппарата и горизонта. В непосред¬
ственной близости от аппарата видны камни высотой 1,5 м
и длиной до 2 м. Перед запуском аппарата зеркало, пано¬
рамной телекамеры было установлено в такое положение,
чтобы получить изображение одной из опор посадочного уст¬
ройства. Расстояние от камеры до опоры составляло 2,4 м.
При съемке в кадре фиксируется участок поверхности раз¬
мером 0,3X0,3 м. Объектив камеры перед запуском аппарата
был установлен на минимальное фокусное расстояние. Съем¬
ка производилась через нейтральный светофильтр (73).
Первые снимки были переданы в телевизионную сеть США и
через связной спутник Early Bird в телевизионную сеть За¬
падной Европы (57). После передачи изображений была про¬
ведена ориентация панели с солнечными элементами на
Солнце (в дальнейшем положение панели относительно Солн-
:ца корректировалось один раз в сутки), а остронаправлен-
:ной антенны — на Землю.
£0

Через 3 час. 15 мин. после посадки аппарат был подго¬
товлен для передачи изображений с разверткой 600 строк
с помощью остронаправленной антенны. Скорость передачи
этих снимков составляла 4400 двоичных единиц в сек. Мощ¬
ность принимаемого на Земле сигнала составляла 101,7 дб/вт
(25). Со 2 по 8 июня ежедневно, в те периоды (в течение
9—10 час. в сутки), когда аппарат находился в зоне види¬
мости комплекса «Пионер» в Голдстоуне, проводилась пере¬
дача телевизионных изображений с разверткой 600 строк, в
остальное время поступала только телеметрическая инфор¬
мация, принимавшаяся станциями в Крюгерсдорпе и Тидбин-
билле (74). В каждом сеансе станция в Голдстоуне в тече¬
ние 45 мин. принимала изображения, затем оборудование ап¬
парата во избежание перегрева выключалось на 20—30 мин.,
после чего начиналась передача телеметрической информа¬
ции, затем цикл возобновлялся. 4 июня для изучения воздей¬
ствия истекающих газов на грунт 7 раз включена одна из
пар управляющих реактивных сопел системы ориентации,
расположенная на опоре № 2. Сопла находятся на расстоя¬
нии около 20 см от поверхности и направлены вниз под уг¬
лом 72° от вертикали. Сопла работали импульсами по 20 мсек
с интервалами между включениями в 30 мсек, длительность
одного из импульсов составила 1 сек. Общее время работы —
4,5	сек. Сопла развивали тягу 0,014 кГ. Съемка этого экс¬
перимента производились камерой. Снимки, сделанные до и
после включения сопел, различий не имеют. Это позволило
предположить, что работа сопел не привела к образованию
пылевого облака (77). К 5 июня на Землю было передано
2503 изображения. В тот же день поворотное зеркало камеры
было ориентировано на Сириус и после ряда попыток были
получены его снимки, предназначенные для точного опреде¬
ления места посадки аппарата (77). 8 и 9 июня передача
изображений не производилась —был период лунного полу¬
дня, и высокая температура поверхности препятствовала
нормальной работе оборудования (кроме того, решено пре¬
доставить отдых персоналу, обеспечивающему прием и обра¬
ботку снимков — выяснилась его неподготовленность к обра¬
ботке большого количества поступающей информации) (75).
До 8 июня получено 4000 изображений, часть из них через
цветные фильтры, которые реконструировались на Земле в
цветные снимки. Позже получены изображения Кднопуса и
Юпитера (33), получить телевизионные изображения Земли
не удалось.
12 июня отказал потенциометр, проработавший около
100 час. (расчетное время — 25 час.), входящий в систему
определения угла возвышения камеры (75). 14 июня в
15 час. 39 мин. через место посадки прошел лунный терми¬
натор. На телевизионных изображениях, переданных во вре¬
6-6157
81

мя и после захода Солнца (съемка производилась в отра¬
женном свете Земли) видны звезды, Солнце, его корона,
тень аппарата длиной до 30 м. 14 июня в 16 час. 18 мин. пе¬
редача изображений прекратилась с наступлением ночи н
районе посадки аппарата. С начала съемки до этого момента
получено 10 338 телевизионных изображений, с момента по¬
садки на аппарат подано около 10 ООО команд. Вероятность
возобновления работы аппарата по окончании лунной ночи
руководителями полета оценивалась в 25% (52). Перед,
прекращением связи панель с солнечными элементами была
ориентирована так, чтобы прямые солнечные лучи на нее
упали примерно 6 июля, т. е. в лунный полдень, через 7 дней
(29 июня) после восхода Солнца над местом посадки. Это
было сделано, чтобы основная батарея и электрические це¬
пи успели прогреться примерно до —23° С прежде, чем нач¬
нется подзарядка батареи, иначе вследствие нагрева могли
возникнуть неисправности в электрической системе. Первона¬
чально во избежание повреждения бортового оборудования
было решено не делать попытки войти в связь с аппаратом
до наступления лунного полудня, позже было принято реше¬
ние войти в связь с аппаратом, не дожидаясь, пока он ра¬
зогреется на Солнце, чтобы получить температурные и дру¬
гие характеристики сразу же после восхода Солнца. 16 июня
в 20 час. 30 мин. получены последние телеметрические дан¬
ные: температура на поверхности панели с солнечными эле¬
ментами (—173° <С), в контейнере А (+4,7° С), в контейне¬
ре В (—47,8° С), основной батареи (+4,1° С). После этого
сеанса все оборудование было выключено за исключением
2-х приемников. Оставшейся в основной батарее емкости
(около 100 а-ч) было достаточно для питания приемников
до 6 июля. 29 июня, после восхода Солнца над местом по¬
садки, была сделана первая попытка войти в связь с аппара¬
том, но попытка оказалась неудачной. 30 июня эта попытка,
была повторена, но также оказалась неудачной. 6 июля в
12 час. 29 ’мин. в период лунного полудня с аппаратом уда¬
лось установить связь. В момент установления связи в кон¬
тейнере А была температура —6,6° С, в контейнере В
+ 15,5° С. Проверка показала, что бортовые системы работа¬
ли удовлетворительно, однако мощность, обеспечиваемая
солнечными элементами, была на 12% ниже номинальной
(24). 7 июля от панорамной камеры была получена серия
из 38 снимков. 9 июля температура основной батареи достиг¬
ла 54° С (максимальная допустимая температура основной,
батареи 60° С), однако перегрев батареи удалось предотвра¬
тить. Был проведен эксперимент по включению одного из
верньерных двигателей и наблюдению степени воздействия
истекающих газов на состояние грунта. После проведения
эксперимента следов воздействия не было обнаружено. За.
82

второй лунный день с 7 до 13 июля получено 812 телевизи¬
онных изображений, в их числе изображения Сириуса и Ка-
нопуса. Общее время работы аппарата, в течение которого
принимались его сигналы до 13 июля, составило 612 час.
14 июля перед заходом Солнца сделана попытка получить
изображение солнечной короны, однако при передаче девя¬
того изображения связь с аппаратом внезапно прекратилась,
вероятно из-за резкого падения напряжения основной бата¬
реи (после захода Солнца прекратилась ее подзарядка). Все¬
го с начала съемки до этого момента от аппарата было по¬
лучено 11 150 изображений (54):	23 имеют развертку
200 строк (14 изображений, полученных 2 июля, и неполных
9 изображений солнечной короны, полученных 14 июля), ос¬
тальные имеют развертку 600 строк (14).
На одном из последних снимков видны разбитые пластин¬
ки зеркального стекла, которым облицованы контейнеры. За
время полета и функционирования аппарата на Луне с Земли
было подано более 100 000 управляющих команд (37). В кон¬
це июля все работы, связанные с аппаратом Surveyor I, были
прекращены. 8 октября связь с аппаратом Surveyor I, удалось
снова восстановить. Аппарат выполнил посланные команды и
передал телеметрическую информацию; бортовое оборудова¬
ние было исправно, за исключением основной батареи, которая
не подзаряжалась солнечными элементами. Питание борто¬
вого оборудования обеспечивалось вспомогательной батаре¬
ей. Сигналы, принимавшиеся на Земле, были очень слабыми.
С 8 по 12 октября проведено более 5 полных и несколько
неполных сеансов связи. Телевизионные изображения полу¬
чить не удалось из-за высокого уровня шумов. 12 октября
в районе посадки аппарата наступила ночь и связь прекра¬
тилась. В ноябре 1966 г. на короткий промежуток времени
удалось установить связь с аппаратом, а 9 января 1967 г.—
еще раз, последний. Связь установили станции в Тидбинбилле
и Крюгерсдорпе, однако уровень принимаемого сигнала был
очень низким. Сеанс связи продолжался около 12 час. По¬
пытки включить телекамеру не делались. 15—20 февраля
1967 г. участок посадки аппарата Surveyor I был сфотогра¬
фирован аппаратом Lunar Orbiter III. На снимках удалось
обнаружить аппарат Surveyor I в виде белого пятна и отбра¬
сываемую им тень.
Суммарный вес аппарата (10,73) . при отделении от II сту¬
пени — 995 /сГ, после посадки на Луну (вес земной) —
281,2	/сГ, в т. ч. каркас аппарата — около 27 кГ (ферма
10,5	кГ\), крепление оборудования на каркасе—10,4 кГ.
Высота аппарата при сложенном шасси — 3,05 м, диаметр
окружности, проходящей через опоры развернутого посадоЧ'
ного шасси,— 4,27 м.
6*
83

Конструктивная схема аппарата показана на рис. 15. Кар¬
кас аппарата изготовлен из алюминиевых (сплав 7075) по¬
лых трубок треугольного сечения. К каркасу крепятся 2 все¬
направленные антенны, два контейнера (А и В) с электрон¬
ным оборудованием, тормозной РДТТ, 3 верньерных ЖРД,
посадочное шасси и другое оборудование. На верхней части
каркаса смонтирована мачта, к которой крепятся остронап¬
равленная антенна и панель с солнечными элементами. В
Рис. 15. Схема аппарата Surveyor I (без мачты, на которой монтируются
остронаправленная антенна и панель с солнечными элементами).
/ — опора шасси; 2 — шарнирно подвешенный ЖРД; 3 — бак горючего для ЖРД;
4 — антенна доплеровского радиолокатора; 5 — контейнер с электронным оборудова¬
нием; 6 — датчик системы управления полетом; 7 — датчик направления на Канопус;
8 — датчик направления на Солнце; 9 — преобразователь; 10 — бак окислителя для
ЖРД; // — усилитель акселерометра; 12 — усилитель датчика напряжения; 13 — реак¬
тивные сопла ориентации по тангажу и рысканью; 14 — всенаправленная антенна;
15 — фотометрическая шкала; 16 — жестко закрепленный ЖРД; /7 — баллон со сжа¬
тым азотом для реактивных сопел системы ориентации; 18 — контейнер со вспомога¬
тельной химической батареей; 19 — панорамная телевизионная камера; 20 — «подлет¬
ная» телевизионная камера; 21 — коллектор солнечных лучей; 22 — антенна радиоло¬
кационного альтиметра; 23 — источник питания клистрона и модулятор; 24 — реактив¬
ные сопла ориентации по крену.
84

контейнере А размещены 2 приемника, 2 передатчика, основ¬
ная батарея и различное оборудование системы электропи¬
тания, в контейнере В — декодирующее устройство и дру¬
гое оборудование командной системы. Оборудование в кон¬
тейнерах смонтировано на панелях сотовой конструкции.
Посадочное шасси имеет 3 нота, изготовленные из алюмини¬
евого листового сплава 7075 толщиной 1 мм с опорами диа¬
метром 20 см сотовой конструкции из алюминиевого сплава.
Посадочные опоры шарнирно соединены с корпусом в трех
нижних углах основания. Ноги снабжены гидравлическими
амортизаторами самолетного типа, гасящими энергию удара
при посадке аппарата, и телескопическими тягами, обеспе¬
чивающими развертывание шасси после вывода аппарата на
траекторию полета. К углам нижней части корпуса крепятся
блоки разрушающейся сотовой конструкции из алюминиевого
сплава, обеспечивающие амортизацию удара при посадке
(при прогибе ног в момент удара блоки касаются поверхно¬
сти). Конструкция аппарата рассчитана на посадку при вер¬
тикальной составляющей скорости до 6 м/сек и горизонталь¬
ной составляющей до 2,2 м/сек на склоны крутизной до 15°
и при отклонении продольной оси аппарата от вертикали
до 10°.
Электрическое соединение со II ступенью ракеты-носите¬
ля осуществляется через 51 штырьковый разъем, установ¬
ленный в нижней части корпуса между двумя посадочными
опорами (разъем состыковывается после установки аппарата
на ракету-носитель). До момента отделения аппарата через
этот разъем проходят команды от программного механизма,
установленного на II ступени, а в аварийных ситуациях мо¬
гут подаваться команды с наземного пульта управления.
Через него проходит также цепь питания от наземных источ-.
ников питания и цепь предстартового контроля. На аппарате
используются 29 пиротехнических устройств, в частности, в
замках посадочных опор, в силовых приводах, в системе
сброса тормозного двигателя, воспламенителе тормозного
двигателя. Некоторые из пиротехнических устройств сраба¬
тывают по командам от программного механизма, установ¬
ленного на II ступени (до разделения аппарата), другие —
по командам с Земли. На аппарате установлено 24 датчика
для измерения нагрузки на элементы конструкции аппарата
в момент посадки.
Тормозной твердотопливный двигатель предназначен для
торможения аппарата при посадке на Луну (программа ра¬
боты двигателя дана в типовой программе полета). На аппа¬
рате установлен двигатель марки ТЕ-364-1 (рис. 16), разра¬
ботанный Reaction Motors Div. Двигатель шаровой формы
установлен по оси аппарата в центре тяжести и крепится
взрывными болтами к корпусу в 3 точках, расположенных
85

около шарниров посадочных устройств. Вес снаряженного
двигателя — 624,6 кГ, неснаряженного — 65,4 кГ; тяга (при
температуре 10-^21° С)—3,6^-4,5 т; длина полная—133 см,
сопла — 73 см\ степень расширения сопла — 50; диаметр кор¬
пуса — 94 см, критического се¬
чения — 8,3 см, среза сопла —
60,9	см\ время работы—40 сек.,
срабатывания воспламени¬
тельного устройства — 0,15 сек.
Корпус двигателя изготовлен
из стали марки D-6AC с тепло¬
изоляцией из каучука Buna N
с заполнителем из асбеста, а
сопло из молибдена за исклю¬
чением закритической части,
изготовленной	из слоистого
пластика. В критическом сече¬
нии имеется графитовый вкла¬
дыш. Теплоизоляция и внешнее
покрытие двигателя обеспечи¬
вают температуру. топливного
заряда не ниже 10° С. В состав
топлива (полибутадиенкрило-
Рис. 16. РДТТ аппаратов	нитрид) входят перхлорат а-м-
Surveyor.	мония (окислитель), сополимер
полибутадиена	и акриловой
кислоты (горючее—связка), эпоксидная смола (отверждаю¬
щий реагент) и присадки алюминия и бериллия (содержание
бериллия около 12%).
Верньерные жидкостные	двигатели предназначены для
проведения коррекции траектории (располагаемая величина
скорости ,при коррекции — 50 м/сек), ориентации аппарата во
время работы тормозного РДТТ и после окончания работы
РДТТ на участке спуска (программа работы двигателей дана
в типовой программе полета). Двигатели разработаны Reac¬
tion Motors Div. На аппарате установлено 3 верньерных
ЖРД «Старлайт» (TD—339) (рис. 17) —один в шарнирном
подвесе, остальные — жестко. Двигатели расположены вокруг
тормозного РДТТ через 120° и крепятся к каркасу аппарата.
Характеристики	двигателя	(одиночного):	тяга	— 47,2 кГ;
диапазон регулирования—13,6^-47,2 кГ (тяга каждого дви¬
гателя может регулироваться дифференцированно), удельная
тяга — 287 сек.; давление в камере сгорания — 4,9-*-17,5 кГ/см2
температура в камере сгорания — 2900° С; степень расширения
сопла (с насадком)—86; вес двигателя (сухой)—2,71 кГ
(камера сгорания, сопло, насадок, распылительная головка —
1,35 кГ; клапаны, трубопроводы— 1,36 кГ). Топливом служат
самовоспламеняющиеся компоненты — монометилгидразингид-

Рис. 17. ЖРД аппаратов Surveyor.
рат и четырехокись азота, содержащая 10% окиси азота; со¬
отношение компонентов 1,5 : 1. Компоненты топлива в баках
находятся в специальных мешках, вес топлива — 72,5 кГ.
Каждый двигатель имеет свой бак горючего и окислителя,
изготовленные из титанового сплава с внутренней теплоизо¬
ляцией. Все баки крепятся к каркасу аппарата. Система по¬
дачи топлива — вытеснительная; рабочим телом является
сжатый гелий, хранящийся в баллоне из титанового сплава и
вытесняющий компоненты топлива давлением на гибкую диа¬
фрагму. Форсунки подачи горючего — центробежного, окисли¬
теля — радиального типа. Клапан, обеспечивающий включе¬
ние и выключение двигателей, многократного действия. Кор¬
пуса двигателей изготовлены из нержавеющей стали марки
347. В критическом сечении сопла установлен вкладыш из
карбида кремния; неохлаждаемый насадок, установленный на
сопле, изготовлен из молибденового сплава с добавлением
0,5% титана. Температура двигателя в интервалах между
включениями должна выдерживаться в пределах —17-*-37° С,
для чего большая часть поверхности двигателя имеет золотое
покрытие, а части двигателя, обращенные к Солнцу, окраше¬
ны специальным составом. Охлаждение двигателей — регене¬
ративное.
Система энергопитания предназначена для обеспечения
электроэнергией бортовых систем аппарата во время полета
87

и в период функционирования во время лунного дня. Расчет¬
ная минимальная продолжительность работы системы — 30
земных суток (приблизительно одни лунные сутки), макси¬
мальная— 90 земных суток. Рабочее напряжение систем ап¬
парата— 29 в. Панель с солнечными элементами площадью
0,84 м2 несет 3960 солнечных п—р элементов, покрытых тон¬
кими листами зеркального стекла; размер элемента 1,2Х
Xl,2 см, толщина — 0,45 мм. Элементы сгруппированы в 792
отдельные секции и соединены по последовательно-параллель¬
ной схеме, исключающей возможность обесточивания систем
при выходе из строя одного элемента. Максимальная мощ¬
ность в полете при полном освещении Солнцем — 89 вт, на
Луне при температуре 60° С — не менее 77 вт, а при темпера¬
туре 115° С — не менее 57 вт. Удельная мощность —
120,7 вт/кГ, к. п. д. преобразования энергии — 8,2%. Панель
сотовой конструкции изготовлена из алюминиевого сплава,
ориентация ее на Солнце обеспечивается устройством ASPP с
точностью до нескольких градусов. Вес панели о солнечными
элементами и ASPP — 4,8 кГ. Панель с солнечными элемента¬
ми расположена в верхней части аппарата на специальной
штанге. При старте панель сложена и раскрывается после
выведения аппарата на траекторию полета. Основная хими¬
ческая серебряно-цинковая батарея обеспечивает энергопи¬
тание систем аппарата до ориентации на Солнце панели с
солнечными элементами, а также в те периоды, когда необхо¬
дима пиковая мощность. Батарея состоит из 14 -серебряно-
цинковых элементов, подзаряжаемых солнечными элементами.
Емкость батареи 3800 а-н при разрядном токе 1,0 а, обеспе¬
чиваемое напряжение — 22 в в диапазоне температур от 4
до 60° С. Вспомогательная серебряно-цинковая батарея пред¬
назначена для использования в те периоды, когда необходима
пиковая мощность, она не подзаряжается от солнечных эле¬
ментов, размещена в герметичном контейнере, изготовленном
из магния, емкость батареи 800-^-1000 а-ч. Регулятор заряд¬
ного тока батареи и регулятор повышения напряжения пред¬
назначены для регулирования работы системы энергопита¬
ния. Регулятор зарядного тока батареи соединяет панель с
солнечными элементами с основной батареей, обеспечивая
передачу энергии в количестве, необходимом для полной за¬
рядки батареи, и поддерживая на выходе батареи постоянное
напряжение. В регуляторе имеются чувствительные и логиче¬
ские цепи, которые автоматически включают подзарядку ба¬
тареи, когда напряжение на клеммах батареи падает ниже
27 в. На вход регулятора повышения напряжения подводится
постоянный ток напряжением 17—22,5 в от солнечных эле¬
ментов, основной батареи или от обоих источников одновре¬
менно. На выходе регулятора поддерживается напряжение
29 в, которое подводится к трем главным силовым линиям

аппарата. Эти три линии питают 'все оборудование аппарата,,
•кроме нерегулируемой линии напряжением 22 в, которая обес¬
печивает .питание нагревателей, переключателей, силовых при¬
водов, электронных цепей, не требующих для нормальной ра¬
боты регулировки напряжения или имеющих свой собствен¬
ный регулятор.
Радио- и телеметрическое оборудование (71) предназна¬
чено для связи с наземными станциями слежения, получения
и преобразования телеметрической информации о работе
бортовых систем и телевизионных изображений к виду, удоб¬
ному для передачи, и передачи этой информации, а также для
дешифровки команд, поступающих на борт. 2 приемника
(один запасной) работают в диапазоне S (2200—3950 Мгц)
и могут подключаться на любую из 2-х всенаправленных ан¬
тенн. 2 передатчика (один запасной) могут подключаться на:
любую из 3 антенн, установленных на аппарате. Несущая час¬
тота передатчиков — 2295 Мгц, мощность — 0,1 или 10 вт..
При мощности 0,1 вт передатчики работают до отделения ап¬
парата от ракеты-носителя, а затем переходят на работу при
мощности 10 вт. Метод модуляции КИМ—ЧМ или КИМ—ФМ.
(передатчик мощностью 0,1 вт), КИМ—ЧМ или ЧМ (передат¬
чик мощностью 10 вт); 2 всенаправленные антенны имеют низ¬
кий коэффициент усиления, через них ведется прием команд,
с Земли и передача на Землю телеметрической информации.
При передаче телевизионных изображений с использованием
всенаправленной антенны обеспечивается развертка изобра¬
жений в 200 строк. Всенаправленные антенны — конические,,
шарнирно крепятся на стержнях длиной 1,4 ж, развертыва¬
ются после вывода аппарата на траекторию полета выталки¬
вателями, работающими от пиропатрона, и выводятся в рабо¬
чее положение торсионными пружинами. Многодипольная
широкополосная плоская остронаправленная антенна с боль¬
шим коэффициентом усиления используется для передачи те¬
левизионных изображений, обеспечивая развертку изображе¬
ний в 600 строк. Ориентация антенны на Землю, как и пане¬
лей с солнечными элементами на Солнце, обеспечивается уст¬
ройством ASPP. Декодирующее устройство командной радио¬
линии рассчитано на обработку 256 команд в обоих направ¬
лениях (команды типа «включено — выключено»), а также
команд, управляющих временным интервалом работы систе¬
мы. Любая команда проверяется в центральном блоке деко¬
дирования команд; если структура команд неправильна, то
команда не проходит, а сигнал отправляется обратно на Зем¬
лю. Факт приема команды подтверждается передачей соответ¬
ствующего сигнала на Землю; после этого команда поступает
в блок декодирующего устройства, где переводится из двоич¬
ного кода в форму, удобную для выполнения соответствующей
команды. Телеметрическая система обеспечивает передачуг
89'

данных о 200 различных параметрах; скорость передачи —
17,2; 137,5; 500; 1100 (при использовании всенаправленной
антенны) и 4400 бит/сек (при использовании остронаправ¬
ленной антенны). Получение большинства телеметрических
данных (температура, напряжение, сила тока, давление
и т. п.) обеспечивается блоком обработки телеметрии или
вспомогательным блоком обработки сигнала. Ни один из
200 регулируемых телеметрических параметров не передается
непрерывно; в блоке обработки телеметрических сигналов
имеются 4 переключателя, с помощью которых можно после¬
довательно передавать определенные сигналы. Использование
переключателей определяется видом и количеством информа¬
ции, которую нужно передавать на разных этапах работы сис¬
темы. Каждый из переключателей может быть включен в ра¬
боту в любое время. После блока обработки телеметрических
параметров коммутированные сигналы аналого-цифровым
преобразователем переводятся с центрального блока обра¬
ботки сигналов в десятичную систему и затем поступают на
вход передатчика. Телевизионные сигналы поступают на вход
передатчика в том случае, если передатчик работает на пол¬
ную мощность. Для получения информации о работе оборудо¬
вания установлены датчики температуры, тензодатчики для
оценки реакции верньерного двигателя на команды системы
управления, датчики ударной нагрузки в момент посадки ап¬
парата, акселерометры для измерения вибрации элементов
конструкции. Вспомогательный блок обработки телеметричес¬
ких сигналов снабжен двумя дополнительными телеметричес¬
кими коммутаторами. Процесс обработки информации про¬
исходит таким же образом, как и в блоке обработки телемет¬
рических сигналов.
Система управления полетом и ориентации аппарата
(7,20). Первоначально аппарат Surveyor после выхода на
траекторию полета предполагали ориентировать относительно
Солнца по командам наземных станций слежения системы
DSIF. Расчеты показали, что для захвата аппарата станцией
слежения может потребоваться до 60 мин., а за это время у
неориентированного относительно Солнца аппарата может
нарушиться тепловой режим. Поэтому было принято решение
использовать автономную систему ориентации относительно
Солнца, вторым опорным светилом выбрана звезда Канопус
(а Киля). Преимуществом ориентации по Солнцу и Канопу-
су является возможность надежного определения положения
аппарата при его запуске в полнолуние. Запуск в полнолуние
важен для работы телекамеры, так как в этом случае будут
получаться изображения хорошо освещенной поверхности.
Если аппарат ориентировать по Солнцу и Земле (как аппа¬
рат Ranger), то при запуске в полнолуние угол между направ¬
лением нд Солнце и направлением на Землю будет слишком
.90

мал для обеспечения надежной ориентации. Основной солнеч¬
ный датчик состоит из 5 фотоэлементов на CdS, в системе ис¬
пользуется также вспомогательный солнечный датчик. Перед
захватом Канопуса производится захват Солнца. Реактивные
сопла разворачивают аппарат таким образом, чтобы датчик
Канопуса был направлен на звезду, при этом ось крена аппа¬
рата остается неподвижной. Блок электронного оборудования
включает цифровой программный механизм, коммутационное
и переключающее устройства, логический преобразователь и
преобразователь вида регистрации данных для радиовысото¬
мера и доплеровского радиолокатора. Поступающая от дат¬
чиков информация проходит через логическую цепь в блоке
электронного оборудования управления полетом, где по этой
информации вырабатываются сигналы, управляющие работой
реактивных сопел, тормозного и верньерных двигателей. От
датчиков Солнца в блок поступает информация об освещен¬
ности их чувствительных элементов, на основании этой ин¬
формации в блоке вырабатываются сигналы на включение со¬
ответствующих реактивных сопел и такой разворот аппара¬
та, чтобы датчики были направлены на Солнце. Инерциаль-
ный блок используется для управления полетом, если для вы¬
полнения коррекции и осуществления посадки не могут быть
использованы оптические датчики; переключение на инерци-
альный блок—автоматическое, блок использует три гироско¬
па и акселерометр. Сигналы с гироскопов, проходя через блок
электронного оборудования управления полетом, включают
соответствующие реактивные сопла, изменяющие или поддер¬
живающие требуемое положение аппарата. На этапе посад¬
ки аппарата инерциальный блок управляет работой верньер¬
ных двигателей, изменением их тяги по каналам курса и тан¬
гажа и поворотом двигателя по каналу крена. Величиной сум¬
марной тяги двигателей управляет акселерометр. Разработ¬
чик аппаратуры инерциальной системы ориентации — Кеаг-
fott Div. Доплеровский радиолокатор (AMR-Altitude/Marking
Radar — радиолокатор, регистрирующий высоту), предназна¬
чен для измерения расстояния до Луны на подлетном участ¬
ке и выдачи сигналов на бортовые устройства; программа ра¬
боты радиолокатора дана в типовой программе. Разработчик
радиолокатора Ryan Aeronautical Со. Радиолокационный аль¬
тиметр (радиовысотомер) предназначен для измерения рас¬
стояния до Луны после прекращения работы радиолокатора
AMR. Доплеровский радиолокатор (доплеровский датчик ско¬
рости) начинает работать, как и альтиметр, после включения
РДТТ. Радиолокационный альтиметр в сочетании с доплеров-
ским радиолокатором получил обозначение RADVS (Radar
Altimeter and Doppler Velosity System — система радиолока¬
ционного альтиметра и доплеровского измерителя скорости).
Разработчик RADVS — Ryan Aeronautical Со. Параболичес¬
91

кие антенны радиолокационного альтиметра и доплеровскога
радиолокатора излучают по два луча каждая. Лучи 1, 2 и 3
могут излучаться по вертикали или по направлению скорости
полета, луч 4 обеспечивает измерение высоты над поверх¬
ностью или наклонной дальности. Лучи 1, 2, 3 используют эф¬
фект Доплера, дают информацию о скорости снижения. Дан¬
ные о высоте и скорости снижения поступают в блок гироско¬
пов и логическую схему, где вырабатывается сигнал управле¬
ния верньерными двигателя¬
ми. Управляющие реактив¬
ные сопла обеспечивают
управление положением ап¬
парата с момента отделе¬
ния от II ступени ракеты —
носителя до включения тор¬
мозного двигателя. 3 пары
сопел размещены попарно
(противоположно направле¬
ны) на концах посадочных
опор; тяга каждой пары со¬
пел по 14 г. У каждой пары
сопел имеется свой селено-
идный клапан включения.
Одна пара сопел управляет
движением аппарата в гори¬
зонтальной плоскости, сооб¬
щая аппарату вращательное
движение, две другие па¬
ры— по каналам тангажа и
курса. Рабочим телом слу¬
жит сжатый азот весом
2 кГ, размещенный в сфери¬
ческом баллоне.
Телевизионное оборудо¬
вание предназначено для по¬
лучения телевизионных изо¬
бражений лунной поверхно¬
сти в районе посадки. Пано¬
рамная телевизионная каме¬
ра (7, 20) (рис. 18) предна¬
значена для получения изо¬
бражений после посадки ап¬
парата на поверхность Луны..
Вертикальное сканирование камеры обеспечивается подвиж¬
ным эллиптическим зеркалом, горизонтальное — поворотом
головки камеры. Шаг поворота зеркала 3°±0,°1—па
азимуту и 2°,48'±0°,1— по высоте. При наклонах зер¬
кала и поворотах его в поле зрения камеры попадает часть
посадочной опоры аппарата и другие элементы конструкции.
Рис. 18. Панорамная телевизи¬
онная камера.
1 — кожух; 2 — электродвигатель
для поворота зеркала 7 по азиму¬
ту; 3 — объектив с изменяемым
фокусным расстоянием; 4— потен¬
циометр; 5—затвор; 6—преобра¬
зователь; 7 — зеркало; 3 — устрой¬
ство для поворота зеркала по углу
места; 9 — диск со светофильтра¬
ми; 10 — потенциометр; 11 — види-
кон; 12 — радиатор видикона; 13 —
электрический разъем.
92

Расстояние камеры до посадочной опоры составляет 2,4 м.
Наводка на резкость от 1,2 ж до оо осуществляется по
командам с Земли. Установка диафрагмы производится по
командам с Земли или автоматически в зависимости от
уровня освещенности. Фокусное расстояние переменное и мо¬
жет регулироваться, диафрагма может изменяться от 4 до 22.
Разработчик объективов с изменяемым фокусным расстоя¬
нием— Bell and Howell Со. Шторка затвора расположена в
фокальной плоскости. При необходимости по командам с Зем¬
ли можно обеспечивать любую длительность экспозиции. При
•слишком большой освещенности (при изменении площади об¬
зора камеры, угла поворота зеркала или величины диафраг¬
мы высоты Солнца) блокирующее устройство по команде
через чувствительный элемент препятствует открытию затво¬
ра. Этот же чувствительный элемент управляет автоматичес¬
кой установкой диафрагмы; по команде с Земли действие чув¬
ствительного элемента может быть заблокировано. В табли¬
це 6 приведены характеристики панорамной телекамеры.
Таблица 6
■ К
и н
сз а
Он <и
tP
Разрешающая
способность
ез
Он
Сканирование
, 5$
О -
Я сз
v 5
О-Н
О •
* 5 «
(THJ О
5 4 ®
Характе¬
\о
о о
О
CD
•О ^
о S
ристики
Фокусно
стояние
ва, мм
угловая,
мрад
я
»Я
<и
Я *
ч 3
Угол о(
град.
вертикал
ное, rpaj
горизон¬
тальное,
град.
Г лубина
сти объе
Длителы
позиции,
(в автом
режиме)
Величина
25
100
2
0,5
19
6,3
6,4
25,4
(+40) +
+ (-60)
360
ОТ 1,2
ДО со
150
Камера снабжена нейтральным и 3-цветными (красный,
синий, зеленый) светофильтрами, смена которых осущест¬
вляется по командам с Земли. Камера может обеспечивать
получение удовлетворительных изображений при освещен¬
ности 2 лк. Передающей трубкой является видикон с элек¬
тростатической фокусировкой и магнитным отклонением.
В таблице 7 приведены режимы передачи телевизионных
изображений.
Камера имеет три режима работы. При работе в первом
режиме (изображения с разверткой 600 строк) камера рабо¬
тает с периодом 3,6 сек. В течение 1 сек. происходит считы¬
вание; 0,2 сек. используется для экопозиции (одновременно
передается телеметрическая информация о положении зер¬
кала и о температуре окружающей среды); 2,4 сек. исполь¬
зуются для подготовки фотокатода видикон а и записи сле¬
дующего кадра. Во втором режиме (изображения с разверткой
.200 строк) камера работает с периодом 60,8 сек. Третий ре-
93

Таблица 7'
Передача изображений через антенну
Скорость передачи
изображений, дв. ед.
в сек.
Время
остронаправленную
всенаправленную
развертка,
строк
полоса видео¬
сигнала, кгц
периодичность
получения
изображений,
сек.
развертка,
строк
полоса видео¬
сигнала, кгц
периодич¬
ность полу¬
чения изобра¬
жений, сек.
передачи од¬
ного снимка,
сек.
между пере¬
дачей 2 сним¬
ков, сек.
600
220
3,6
200
1,2
60,8
4400
1,1
2,5
жим используется при съемках звездного неба и поверхности
Луны, освещенных светом, отраженным от Земли. При этом
видикон работает в режиме накопления. «Подлетная» теле¬
визионная камера предназначалась для получения изобра¬
жений лунной поверхности на участке подлета аппарата к
Луне. Включение камеры предусматривалось только в том
случае, если аппарат вследствие неудачной коррекции прой¬
дет мимо Луны (на аппарате Surveyor I «подлетная» каме¬
ра не включалась).
Система терморегулирования (7,20) обеспечивает поддер¬
жание заданного температурного режима бортовых систем
аппарата. Терморегулирование оборудования, установленно¬
го в контейнерах А и В и вне их, осуществляется активными
и пассивными средствами. В контейнере А температура
должна поддерживаться в пределах 4^-52° С, система тер¬
морегулирования контейнера весит 11,3 кГ. В контейнере В
температура должна поддерживаться в пределах —18-1-
-^-+52°С, система терморегулирования контейнера весит
8,2	кГ. Толщина внешней стенки контейнеров, изготовленных.
из алюминиевых сплавов, равна 0,5 мм. Между внешней и
внутренней стенками обоих контейнеров проложена теплоизо¬
ляция из 75 листов майлара с алюминиевым покрытием; тол¬
щина одного слоя 6 ц, общая толщина около 25 мм. Снару¬
жи контейнеры облицованы пластинками зеркального стекла.
При падении температуры ниже указанного предела вклю¬
чаются установленные в контейнерах нагреватели, при по¬
вышении температуры полки, на которых смонтировано обо¬
рудование, подключаются к радиаторам, отводящим тепло.
В обоих контейнерах имеются датчики температуры, пока¬
зания которых по телеметрическим каналам передаются на
Землю, и блоки нагревателей для поддержания температуры
в заданных пределах. В контейнерах установлены термовы¬
ключатели, которые в случае повышения температуры более
52° С автоматически срабатывают и отводят часть тепловой,
энергии к радиатору; в контейнере А установлено 9, в кон¬
тейнере В — 6 термовыключателей. Для обогрева оборудо-
94

вания используется около 3 вт мощности системы электро¬
питания. Терморегулирование оборудования, не заключенного-
в контейнерах, обеспечивается его окраской или полировкой.
Цвет аппарата — белый.
Слежение и связь с аппаратами Surveyor осуществлялась-
станциями системы DSIF. В сеть станций системы DSIF вхо¬
дили: комплекс «Пионер» в Голдстоуне, включающий 2 стан¬
ции с антеннами, имеющими отражатели диаметром 64 и
26 ж; станция «Марс» в Голдстоуне с диаметром отража¬
теля антенны — 64 ж, использовавшаяся как вспомогатель¬
ная к комплексу «Пионер»; станция в Робледо-де-Чавела:
(Испания, в 46 км к северо-западу от Мадрида) с диамет¬
ром отражателя антенны 26 ж; станция в Крюгерсдорпе
(ЮАР, в 32 км к западу от г. Иоганнесбург) с диаметром
отражателя антенны 26 ж; станция в Айленд — Лагун (Ав¬
стралия, полигон Вумера) с диаметром отражателя антен¬
ны 26 м; станция в Тидбинбилла (Австралия, близ г. Кан¬
берра) с диаметром отражателя антенны 26 ж. Станции
системы DSIF имеют передающую частоту 2110-^2120 Мгц,.
приемную — 2290^-2300 Мгц. Станции образуют пары, разне¬
сенные примерно на 120° по долготе с некоторым перекры¬
тием углом обзора, что дает возможность непрерывной
связи с аппаратом, причем он находится одновременно в
пределах 'видимости 2 станций одной пары. Руководство
работой станций, управление аппаратами и нее необходимые
расчеты проводились координационно-вычислительным цен¬
тром SFOF (Space Flight Operations Facility — Центр по об¬
служиванию космических полетов) в г. Пасадене (шт. Кали¬
форния), созданным и подчиненным Лаборатории реактив¬
ного движения. В задачи SFOF входят контроль работы
бортовых систем, определение параметров траектории полета,
расчет уставок для маневров и 'контроль их выполнения,
прием научной информации, управление работой научных
приборов. В соответствии с назначением SFOF персонал КВЦ,
был разбит на баллистическую, телеметрическую и группу
управления. В отдельные моменты в слежении и управле¬
нии аппаратом участвовало до 300 человек. Телеметриче¬
ские данные от аппаратов поступали на станции по 500 ка¬
налам. Центр SFOF имеет, в частности, аппаратуру для ре¬
конструкции телевизионных изображений, передаваемых по¬
строчно, и аппаратуру для их экспресс-анализа. (75)
3.	Космический аппарат Surveyor II (Surveyor В)
Цель запуска и назначение аппарата такие же как у ап¬
парата Surveyor I. Запуск SC-2 аппарата произведен
20 сентября 1966 г. в 12 час. 32 мин. (расчетное время —
95

11 час. 56 мин.) со стартового комплекса № 36 В м. Кен¬
неди ракетой — носителем Atlas-Centaur АС-7. Азимут за¬
пуска— 114,4°. «Окнам» для запуска 20 сентября было вре¬
мя с 11 час. 56 мин. до 12 час. 33 мин. Полет ракеты-но¬
сителя проходил по .программе, близкой к расчетной. Аппа¬
рат был выведен непосредственно на траекторию полета к
Луне без предварительного вывода на промежуточную орби¬
ту. После выхода аппарата Surveyor В на траекторию
полета к Луне он получил название Surveyor II, по между¬
народной системе обозначение 1966—84А. Согласно расчетам,
проведенным после вывода аппарата на траекторию полета,
‘без коррекции траектории он достиг бы Луны в 141 км от
расчетной точки. Потребная величина корректирующей ско¬
рости для компенсации промаха и обеспечения продолжи¬
тельности полета составляла 1,2 м/сек, только для компен¬
сации промаха — также 1,2 м/сек. Перед проведением кор¬
рекции аппарат был ориентирован поворотами по крену на
75° и по рысканию на 110°. Через 16 час., после запуска,
когда аппарат находился на расстоянии 163 000 км от Зем-
.ли, была предпринята попытка провести коррекцию траек¬
тории (предусматривалось включение 3 ЖРД на 9,8 сек.
для уменьшения скорости на 9,6 м/сек); один из двигате¬
лей (№ 3) не включился и аппарат начал беспорядочно вра¬
щаться со скоростью 60—70 об/мин. Попытка стабилизи¬
ровать аппарат соплами системы ориентации окончились не¬
удачей. Через 2 часа после первой попытки была дважды
подана команда на включение двигателей, однако двигатель
№ 3 снова не запустился (включением всех двигателей на
2 сек предполагали стабилизировать аппарат). В условиях
беспорядочного вращения аппарата панель с солнечными
элементами потеряла ориентацию на Солнце и для питания
-бортового оборудования были включены химические бате-
реи. Позже проведено еще 5 включений верньерных дви¬
гателей длительностью по 0,5 сек с интервалами 5 мин.,
ко двигатель № 3 ни разу не включился. Всего было пред¬
принято 38 попыток включить 3 двигателя, но при этих
попытках двигатель № 3 ни разу не срабатывал. Много¬
численные включения увеличили скорость вращения аппа¬
рата до 136—146 об/мин. 22 сентября в 9 час. 36 мин. 30 сек.
с целью стабилизации аппарата был включен тормозной
РДТТ, который снизил скорость вращения аппарата до
116 об/мин, а через 30 сек после включения РДТТ связь с
аппаратом была потеряна. 23 сентября в 3 час. 18 мин. ап¬
парат упал на Луну в районе, расположенном к юго-востоку
от кратера Коперник (координаты точки падения: 5°30' с. ш.
и 12° з. д.). Полет аппарата от 'момента старта ракеты-
носителя и до падения на Луну продолжался 62 час. 46 мин.
(16,60)
.96

Расчетная программа выведения аппарата на траекторию
полета к Луне, проведения коррекции и посадки на поверх¬
ности Луны аналогичны программам для аппарата Surveyor I
(2). Аппарат должен был совершить посадку в районе Цен¬
трального залива в точке с селенографическими координата¬
ми 0,00° и 0,67° з. д.,	примерно	в	1200	км к востоку от мес¬
та посадки аппарата	Surveyor	I.	Для	обеспечения посадки
в этом районе аппарат должен сближаться с Луной при
угле между вектором	скорости	и	местной вертикалью, рав¬
ном 23°. Этот район	является	пятым	из девяти, сфотогра¬
фированных аппаратом Lunar Orbiter I (61). Через несколь¬
ко часов после посадки и передачи панорамной телекаме¬
рой первых изображений -с разверткой 200 строк должны
были включиться ЖРД для перемещения аппарата над по¬
верхностью на 30 см. Предусматривалось проведение съем¬
ки панорамной камерой места посадки аппарата, передача
телевизионных изображений с разверткой 600 строк или пов¬
торное включение ЖРД с целью нового перемещения аппа¬
рата над поверхностью Луны.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата
такие же, как у аппарата Surveyor I. (2). Суммарный вес
аппарата (при отделении от II ступени) —999,7 кГ, при па¬
дении на Луну — 292,1 кг. (15).
4.	Космический аппарат Surveyor III (Surveyor С)
Основная цель запуска (56) —доставка аппарата на
Луну с осуществлением мягкой посдаки, получение телеви*
зионных изображений в районе посадки и определение ха¬
рактеристик лунного грунта с помощью специального уст¬
ройства. При этом запуске продолжалась отработка систем
ракеты-носителя и бортовых систем аппарата. Запуск SC-3
аппарата произведен 17 апреля 1967 г. в 7 час. 05 мин.,
со стартового комплекса № 36В м. Кеннеди ракетой-носи¬
телем Atlas—Centaur АС-12. Это был первый запуск ракеты-
носителя Atlas—Centaur с аппаратом Surveyor со стартового
комплекса № 36В и первый запуск, произведенный ночью
(2 час. 05 мин. по местному времени). Азимут запуска —
100,81°. Полет ракеты-носителя проходил по программе, близ¬
кой к расчетной. При запуске программой полета предусмат¬
ривалось проведение, впервые при запусках аппаратов Sur¬
veyor, повторного включения двигателей II ступени. Соглас¬
но программе II ступень с аппаратом вышла на круговую
орбиту высотой 166 км и обращалась по ней 22 мин, после
повторного включения двигателей она вместе с аппаратом
перешла на траекторию полета к Луне. В 7 час. 40 мин. ап¬
парат отделился от II ступени. После выхода аппарата Sur-
7—6157
97

veyor С на траекторию полета к Луне он получил название
Surveyor III, по международной системе обозначение 1967—
35А. В 16 ча<с. 30 мин. была завершена ориентация аппара¬
та по Солнцу и Канопусу. 18 апреля в 5 чае., когда аппарат
находился на расстоянии 187 ООО км от Земли, была осуще¬
ствлена коррекция траектории. Верньерные двигатели прора¬
ботали 4,3 сек, обеспечив расчетное приращение скорости
3,57 м/сек. Без коррекции аппарат достиг бы Луны в 468 км.
от расчетной точки в восточной части Океана Бурь. Потреб¬
ная корректирующая скорость для компенсации промаха и
обеспечения требуемой продолжительности полета составила
6,1	м/сек, только для компенсации промаха — 3,9 м/сек.
20 апреля в 0 час. 04 мин. 17 сек. аппарат совершил посад¬
ку в пограничном районе Моря Познанного и Океана Бурь
в точке с селенографическими координатами 2°56' ю. ш. и
23°20' з. д. в 3,8 км от расчетной точки (3,33° ю. ш. и 23°17А
з.	д.). Место посадки аппарата находится в 610 км к -востоку
от места посадки аппарата Surveyor I. Полет аппарата от
момента старта ракеты — носителя до посадки на Луну про¬
должался 64 час. 59 мин. 17 сек. (1,56). Вектор скорости
аппарата при сближении с Луной составлял угол 25,6° с
местной вертикалью, а скорость в момент контакта с по¬
верхностью Луны равнялась 2,1 м/сек. Верньерные двига¬
тели, выключаемые по сигналу радиолокационного альти¬
метра на высоте 4,2 м от поверхности Луны, не выключились..
Вероятной причиной этого явилось то, что луч радиолокаци¬
онного альтиметра попал на породы лунного грунта с отра¬
жающей способностью значительно более высокой, чем ожи¬
далось. Луч многократно отразился от поверхности и в ре¬
зультате поступления противоречивых сигналов логика аппа¬
рата начала работать в нерасчетном режиме и заставила,
сработать устройство для размыкания цепи радиолокацион¬
ного альтиметра. В результате этого аппарат дважды под¬
скочил, прежде чем установился на поверхности Луны. Дви¬
гатели были выключены по команде с Земли при повторном
подскоке. Высота первого подскока— 10,7 ж, горизонтальная:
составляющая скорости в верхней точке — 0,3 м/секу высота:
второго подскока — 4,3 м, горизонтальная составляющая ско¬
рости в верхней точке при втором подскоке — 0,3 м/сек,.
расстояние между первой и второй точками касания Луны —
8,5	ж. Аппарат опустился на внутренний восточный склон
кратера диаметром 195 ж и глубиной 15 ж с углом наклона
места посадки 14,7° примерно на середине длины склона кра¬
тера. В дальнейшем погружение аппарата в грунт не заре¬
гистрировано (50, 51).
После посадки аппарата произведена ориентация остро¬
направленной антенны на Землю, а панели с солнечными
элементами — на Солнце. Через 60 мин. после посадки нача-
98

лась передача телевизионных изображений, переданные на
Землю сигналы оказались более слабыми, чем ожидалось.
На первых одиннадцати полученных изображениях видны
части аппарата и поверхность под ним. К 20 апреля, за
12 час. пребывания аппарата на Луне, было получено
382 снимка с разверткой 200 и 600 строк. По телеметричес¬
ким данным, полученным непосредственно после посадки
аппарата, был сделан вывод, что система энергопитания не
обеспечивает достаточной мощности и активное существова¬
ние аппарата на Луне будет ограничено 18-ю часами. Поэто¬
му было принято решение немедленно начать эксперименты
с выносным механизмом; однако оказалось, что телеметриче¬
ские данные ошибочны, и система энергопитания обеспечи¬
вает расчетную мощность. Так как стенки кратера отражали
солнечные лучи, то аппарат быстро нагревался и камеру
приходилось часто выключать для охлаждения (максималь¬
но допустимая температура камеры 46° С, хотя в дальней¬
шем удавалось получать снимки при температуре камеры до
68° С). Качество снимков с разверткой 600 строк было хо¬
рошим, хотя некоторые снимки имели пятна из-за загрязне¬
ния зеркал лунной пылью или продуктами сгорания топлива
верньерных двигателей. К 22 апреля было принято 16Г0 сни¬
мков с разверткой 600 строк и 53 снимка с разверткой 200
строк. 21 апреля проведено первое функциональное испыта¬
ние ковша — захвата. Из сложенного полетного положения
это устройство приведено в рабочее положение подрывом пи¬
ропатрона механизма крепления. Затем выносной механизм
совершил повороты в горизонтальной и вертикальной плос¬
костях, а также выпуск и сокращение его без контакта с
грунтом. 22 апреля начался эксперимент с применением вы¬
носного механизма, наблюдение за ходом эксперимента про¬
водилось камерой.
Вначале ковш был опущен на поверхность с закрытой за¬
слонкой и прижат к грунту с максимальным усилием. После
его подъема на снимке была зафиксирована образованная
ковшом вмятина в грунте. Затем была прорыта первая ка¬
навка шириной около 5 см. Ее стенки на снимке выглядели
правильными, хорошо сформированными, без. признаков
осыпания. Далее прорыта вторая канавка такой же ширины,
глубина которой была увеличена двумя дополнительными про¬
ходами до 17 см., а длина составила 38 см. В связи с ростом
температуры лунной поверхности в этот период дальнейшие
операции с этим устройством возобновлены утром 26 апреля.
При этом была сделана попытка захватить ковшом кусок поро¬
ды со дна второй канавки, но при закрытии заслонки он, по-ви¬
димому, разрушился. Захваченный ковшом материал перене¬
сен в точку под опорой одной из посадочных ног аппарата и
высыпан на ее верхнюю поверхность. 27 апреля проведено два
7*
99

дополнительных испытания несущей способности грунта и
выкопана третья канавка вблизи одной из посадочных ног
аппарата. Во время последней операции сделано 26 снимков,
по одному снимку после каждого из 26 двухсекундных ходов
сокращения выносного механизма, которые составили один
полный ход прорытия канавки. 28 апреля ковшом был захва¬
чен небольшой кусок породы, перенесен в район над опорой
посадочной ноги аппарата, на которую ранее было высы¬
пано некоторое количество грунта, а затем сброшен. Далее
осуществлены операции по расширению третьей канавки и
проведено еще одно определение несущей способности грунта.
29 апреля шесть раз определялась ударная несущая способ¬
ность грунта — удары по грунту ковшом с закрытой заслон¬
кой. Получены снимки следов этих воздействий. 30 апреля
осуществлены три статических и четыре динамических опре¬
деления несущей способности грунта. 1 мая ковшом поднят
небольшой камень и с использованием красного, голубого и
зеленого фильтров телекамерой получены его снимки. Затем
осуществлено три дополнительных прохода по второй канав¬
ке и четыре динамических эксперимента со сбросом на грунт
ковша с открытой заслонкой. 2 мая выкопана четвертая ка¬
навка и осуществлено три ударных сбрасывания — два с от¬
крытой и одно с закрытой заслонкой. Всего ковшом-захватом
проделано 4 канавки: 1-я имела глубины 7,5 см, длину —
38 см\ 2-я — глубину 17 см, длину — 38 см; 3-я — глубину
19 см, длину — 60 см; 4-я — глубину 12,7 см, длину — 25 см.
Проведено 6 экспериментов по определению статистичес¬
кой и 17 экспериментов по определению динамической несу¬
щей способности грунта. Всего в ходе работы с выносным
механизмом с Земли подано 5879 команд, устройство функ¬
ционировало в течение 18 час. 22 мин. За время работы вы¬
полнено 1898 различных движений. Суммарное время работы
мотора ковша составило 42 сек., мотора разворота по азиму¬
ту— 27 сек., мотора подъема —5 мин. 56 сек., мотора сокра¬
щения выносного механизма — 23 мин. 48 сек. При проведе¬
нии эксперимента с ковшом-захватом было обнаружено, что
на какое-то время вышел из строя прибор управления объ¬
ективом камеры по азимуту. В связи с этим пришлось уста¬
новить ковш-захват в такое положение, чтобы он попал в
объектив камеры вместо того, чтобы перемещать камеру так,
чтобы ковш-захват оказался в ее поле зрения. Однако позднее
прибор управления по азимуту начал действовать снова. 2 мая
эксперименты с выносным ковшом-захватом закончились, т. к.
тень от аппарата стала затруднять наблюдение за проведени¬
ем экспериментов. То обстоятельство, что аппарат совершил
посадку на склоне кратера и его вертикальная ось оказалась
под углом 14,7° к вертикали, значительно расширило сферу
действия камеры. Это дало возможность 24 апреля полу¬
100

чить картину солнечного затмения, при котором солнечный
диск закрывается Землей (с Земли это явление наблю¬
дается как затмение Луны) - (50). 30 апреля получены изо¬
бражения Земли, имевшей серповидную форму. Без наклона
камеры, вызванного условиями посадки, захват ею Земли
был бы невозможен. На снимках, зафиксировавших сол¬
нечное затмение, Земля представляется темным кругом,
обрамленным ореолом, в котором оранжевые тона переходят
в бледно-фиолетовые. Полученное цветное изображение сер¬
повидной Земли имеет зеленовато-голубоватый вид. В этот
же период были получены изображения Венеры, звездного
неба и окружающей местности для оценки освещенности по¬
верхности Луны в период солнечного затмения. Температура
в кратере, где прилунился аппарат, в период затмения упала
до —98° С. 3 мая, в 21 час. 55 мин., переданы последние теле¬
визионные изображения лунной поверхности перед наступле¬
нием лунной ночи в районе посадки. На изображениях видна
тень аппарата, достигающая стенки кратера. Всего до наступ¬
ления лунной ночи было получено 6319 телевизионных изо¬
бражений. Запланированная съемка солнечной короны при
заходе Солнца за край кратера не была проведена из-за опа¬
сения заедания механизмов при низкой температуре. Не была
проведена передача цветных изображений Земли в первой
четверти, т. к. запас энергии в батареях упал до 14 а-ч (мини¬
мальный гарантийный запас энергии, необходимый для прогре¬
ва оборудования аппарата в период лунной ночи и обеспече¬
ния выхода аппарата на связь после этого периода). Перед
наступлением лунной ночи зеркало камеры было повернуто на
восток и вниз, а панель с солнечными элементами повернута
ребром и востоку, во избежание термического удара и вне¬
запного повышения мощности при восходе Солнца. Все борто¬
вые системы аппарата, кроме командного приемника и нагре¬
вателей в отсеках электронного оборудования, были выклю¬
чены (35). 17 мая в районе посадки аппарата начался лунный
день, однако все попытки войти в связь до наступления вто¬
рого ночного периода окончились неудачей. 1 июня в районе
посадки аппарата вновь наступила лунная ночь и попытки
войти в связь с аппаратом были прекращены.
19 ноября 1969 г. космонавты А. Бин и Ч. Конрад в лун¬
ной кабине корабля Apollo XII совершили посадку в 45 м от
кратера, на склоне которого находится аппарат Surveyor III.
Расстояние от лунной кабины до аппарата — около 200 м.
Космонавты во время второго выхода из лунной кабины спус¬
тились в кратер, приблизились к аппарату, произвели фото¬
графирование окружающей местности, аппарата, взяли об¬
разцы грунта. Снимки и анализы грунта будут сравниваться
с полученными аппаратом с помощью телекамеры и ковша-
захвата. Космонавт Ч. Конрад с помощью ножниц произвел
101

демонтаж с аппарата некоторых деталей:	телекамеры
(рис. 19), кусков алюминиевой трубки каркаса и электриче¬
ского кабеля, зеркальной облицовки контейнера с электрон¬
ным оборудованием и ковша-захвата. Отмечается, что трубка
и теплоизоляция кабеля очень хрупки. Демонтаж кабеля
представляет интерес в связи с тем, что перед стартом аппа¬
рата на нем была определена популяция микроорганизмов,
аналогичное измерение после возвращения корабля на Зем¬
лю даст возможность установить степень выживаемости мик¬
роорганизмов в лунных условиях. Космонавты отмечали, что
Рис. 19. Демонтаж телекамеры аппарата Sur¬
veyor III космонавтом Ч. Конрадом.
грунт на склоне кратера прочный, несыпучий, следы опор
шасси на грунте и борозды, оставшиеся после работы ковша-
захвата, не подверглись эррозии, отмечено изменение цвета
аппарата — первоначально белый, он стал бурым. Вес демон¬
тированных деталей по результатам взвешивания на Луне —
6,8	кГ. Все детали будут исследоваться для определения сте¬
пени влияния лунных условий, в частности, в Лаборатории
реактивного движения определяется работоспособность теле¬
камеры. Карантин деталей закончился 16 января 1970 г.
Конструкция ;и состав бортового оборудования аппарата
(34,57|) почти такие же, как у аппарата Surveyor I. В конст¬
рукцию аппарата внесены лишь некоторые изменения. Для
изучения характеристик лунного грунта установлен выносной
102

механизм с ковшом-захватом вместо устанавливавшейся на
первых аппаратах Surveyor «подлетной» телекамеры (на пос¬
ледующих аппаратах «подлетная» камера также не устанав¬
ливалась). Установлена дополнительная (вторая) неподзаря-
жаемая серебряно-цинковая батарея емкостью 800 а-ч для ис¬
пользования в периоды пиковых нагрузок. У посадочной ноги
№ 1 установлены 2 плоских бериллиевых зеркала размером
25x23 см и 23x9 см для получения камерой изображения
участка, находящегося под аппаратом. В телеметрической си¬
стеме дополнительно установлены 2 коммутатора, установлен
ряд датчиков для увеличения объема телеметрической инфор¬
мации о работе верньерных двигателей, об ударных нагрузках
при посадке аппарата и вибрации при работе тормозного
РДТТ. Модифицировано устройство ASPP. Суммарный вес
аппарата (при отделении от II ступени) — 1035 кГ, после по¬
садки— 281,2 /сГ, вес собственно телекамеры — 7,7 кГ (1).
Выносной механизм с ковшом-захватом (20, 29, 56) пред¬
назначен для изучения характеристик лунного грунта. На
.рис. 20 показан кронштейн с ковшом-захватом. Механизм раз¬
работан и изготовлен Hughes Aircraft Со, его вес — 8,2 кГ. В
состав механизма входят миниатюрный ковш, напоминающий
по конструкции ковш экскаватора, и складывающаяся гар¬
мошкой стрела, на которой ковш жестко закреплен. Ковш
снабжен заслонкой, открывающейся и закрывающейся по
командам с Земли. При поднятой заслонке открывается ост¬
рая передняя горизонтальная кромка ковша, идущая по всей
его ширине. Если заслонка опущена на ковш, то его передняя
сторона становится плоской поверхностью площадью около
6,3 см2. Кинематическое устройство позволяет бросать ковш
с высоты на грунт или подтягивать его по грунту к аппа¬
рату. Связанные с ковшом тензометры, потенциометры
и акселерометры регистрируют усилия (до 90 /сГ), необходи¬
мые для продвижения ковша и замедления его движения в
грунте, а также другие данные, позволяющие определить ме¬
ханические свойства грунта. Один из датчиков установлен на
кронштейне (в основном для измерения усилий в вертикаль¬
ной плоскости), другой — у места крепления металлического
троса к ковшу-захвату. К режущей кромке ковша-захвата
жестко крепится акселерометр. Раздвижной кронштейн, на
котором смонтирован ковш-захват, крепится к каркасу аппа¬
рата на высоте 38 см от основания. Крепление кронштейна к
каркасу — шарнирное, в том месте, где на аппаратах Survey¬
or I и II устанавливалась «подлетная» телекамера. Шарнир¬
ное крепление позволяет кронштейну складываться и раздви¬
гаться, в результате чего ковш приближается или удаляется
от рамы аппарата, и совершать движения в вертикальной и
горизонтальной плоскостях, перемещая в этих плоскостях и
ковш. Под действием пружины складывающийся кронштейн
103

стремится максимально раздвинуться. В сложенном или час¬
тично сложенном положении кронштейн удерживается метал¬
лической лентой, один конец которой закреплен, а другой на¬
матывается на вал электродвигателя. По командам декоди¬
рующего устройства аппарата электродвигатель наматывает
или разматывает ленту, и кронштейн с ковшом складывается
или раздвигается. Манипуляции механизма осуществляются
при помощи 4 электромоторов; первый электромотор связан
с барабаном и обеспечивает раздвижение составного крон¬
штейна, второй обеспечивает поворот кронштейна по азимуту,
третий — движение кронштейна в вертикальной плоскости (эти
электромоторы расположены на самом аппарате); четвер¬
тый — раскрытие и закрытие челюстей ковша (расположен в.
ковше-захвате). Мотсры работают импульсами длительностью
0,1 или 2,0 сек. по командам с Земли от декодирующего
устройства. Работу всех четырех электромоторов обеспечивают
бортовые химические батареи аппарата при напряжении 22 в.
Выносной механизм не имеет системы терморегулирования. Во-
избежание термической дефор¬
мации конструкции механизм
не должен охлаждаться ниже
чем до минус 40° С, для этого
аппарат должен ориентировать¬
ся так, чтобы выносной меха¬
низм был обращен на восток к
восходящему Солнцу (аппарат
совершает посадку вскоре после
восхода Солнца в районе посад¬
ки). Для лучшего терморегули¬
рования и большей контрастно¬
сти на лунной поверхности
кронштейн и ковш-захват окра¬
шены в голубой цвет. Управля¬
ет механизмом только станция
слежения системы DSIF в Голд¬
стоуне. В период работы меха-
Рис. 20. Ковш —захват.	низма	его изображения пере¬
даются на Землю телекамерой.
Выносной механизм, с ковшом захвата может совершать ряд
операций: проведение борозд и скребление лунной поверхно¬
сти для определения прочностных характеристик грунта; за¬
хват и перенос образцов лунного грунта для определения
сцепляемости отдельных частиц; поднятие образцов грунта
для определения их веса; перенос образцов грунта на опору
посадочной ноги № 2, которая находится в пределах досяга¬
емости механизма, и сдув грунта струей сжатого газа из соот¬
ветствующего реактивного сопла системы ориентации для
исследования его сыпучести; перемалывание образцов грун-
104

та челюстями ковша-захвата (сила сжатия челюстей 3,6 кГ)\
дробление грунта и образцов грунта, перенесенного на
опору посадочной ноги №	2,	ударами	ковша-захвата
(сила удара 3,2 кГ)\ рытье канавок длиной до 63,5 см,
шириной до 30,5 см и глубиной до 46 см. Схема воз¬
можных перемещений выносного механизма с ковшом-захва¬
том показана на рис. 21; максимальный вынос ковша —
163 см, угол поворота кронштейна по азимуту—112° (длина
дуги поворота около 3 ж), площадь лунной поверхности, охва¬
тываемая 'выносным механизмом — 2,23 ж2, угол подъема,
кронштейна в вертикальной плоскости — 54°, высота подъема
ковша-захвата над поверхностью (принимается горизонталь¬
ной)— 101 см, глубина опускания ковша-захвата в грунт-
46 см. Входное отверстие ковша — 5ХЮ см. Объем ковша —
около 15 см3.
Общие расходы на создание, запуск и обеспечение полета'
аппарата Surveyor III составили 80 млн. долл.
Рис. 21. Схема возможных перемещений ковша — захвата
(пунктиром обведен участок, где может производиться рытье
грунта).
105~*

5. Космический аппарат Surveyor IV (Surveyor D)
Назначение аппарата такое же, как у аппарата Surveyor III.
.Дополнительная задача — установление наличия магнитных
веществ в лунном грунте. Запуск SC-4 аппарата произведен
14 июля 1967 г. в И час. 53 мин. со стартового комплекса
№ 36А м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas-Centaur АС-11.
Азимут запуска—103,8°. Полет ракеты-носителя и вывод ап¬
парата на траекторию полета к Луне проходил по программе
близкой к расчетной. При запуске повторного включения дви¬
гателей II ступени не предусматривалось и аппарат не выво¬
дился на промежуточную орбиту, а был непосредственно вы¬
веден на траекторию полета к Луне. После выхода аппарата
Surveyor D на траекторию полета к Луне он получил назва¬
ние Surveyor IV, по международной системе обозначение
1967 — 68А. 16 июля в 2 час. 30 мин. проведена коррекция
траектории; без коррекции аппарат достиг бы Луны в 174 км
от расчетной точки. Потребная корректирующая скорость для
компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжитель¬
ности полета составила 2,0 м/сек, а только для компенсации
промаха—1,5 м/сек. При движении по скорректированной
траектории аппарат должен был совершить посадку на Луну
17 июля в 2 час. 05 мин. На подлетном участке торможение
аппарата должно было осуществляться по типовой для ап¬
паратов Surveyor программе. Тормозной РДТТ включился' в
расчетное время, но за 2 сек. до прекращения работы связь
с аппаратом прервалась. Все попытки установить связь с ап¬
паратом после расчетного времени посадки окончились неуда¬
чей. Предполагаемая причина неудачной посадки — взрыв
РДТТ на последних секундах работы. Координаты места па¬
дения аппарата: 0°26' с. ш. и 1°20' з. д. (Центральный залив).
Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до па¬
дения аппарата на Луну продолжался около 62 час. 12 мин.
Аппарат должен был совершить посадку в Центральном зали¬
ве в точке с селенографическими координатами 0,58° с. ш.
и 0,83° з. д.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата
почти такие же, как у аппарата Surveyor III. Суммарный вес
аппарата (при отделении от II ступени) — 1035 кГ, при па¬
дении на Луну — 376 кГ. Для установления наличия в лунном
грунте магнитных веществ и по результатам предыдущих за¬
пусков в конструкцию аппарата внесены некоторые измене¬
ния. На посадочных опорах установлено 2 стержня, один из
них — магнит, другой — из немагнитного материала. Оба
стержня находятся в поле зрения камеры и по передаваемым
изображениям можно судить о наличии магнитных веществ
в грунте. Во избежание ситуации, возникшей при посадке ап¬
парата Surveyor III, когда при многократном отражении от
i06

поверхности Луны луча радиолокационного альтиметра не
выключились верньерные ЖРД, было отключено устройство
для размыкания цепи альтиметра при сближении аппарата с
.Луной.
6. Космический аппарат Surveyor V (Surveyor Е)
Назначение аппарата (69) — осуществление мягкой по¬
садки на поверхность Луны, проведение научных исследова¬
ний и решение задач по определению химического состава
.лунного грунта, получение телевизионных изображений по¬
верхности Луны в районе посадки и продолжение изучения
радиоотражающих, механических и тепловых свойств поверх¬
ности Луны. Запуск SC-5 аппарата произведен 8 сентября
1967 г. в 7 час. 57 мин. со стартового комплекса № 36В
м. Кеннеди усовершенствованной ракетой-носителем Atlas-
Centaur AC-13 (увеличена емкость топливных баков I сту¬
пени и повышена суммарная тяга двигателей этой ступени).
Азимут запуска 79,5°. «Окно» для запуска было в пределах
•от 8 сентября до 13 сентября включительно; 8 сентября «ок¬
но» для запуска было о 6 час. 39 мин. до 8 час. 30 мин. Полет
ракеты-носителя и вывод аппарата на траекторию полета к
Луне проходил по программе, близкой к расчетной; вывод
аппарата на траекторию полета к Луне осуществлен при по¬
вторном включении двигателей II ступени, выведшей аппарат
предварительно на промежуточную орбиту, а затем на траек¬
торию полета к Луне. Аппарат совершал полет по промежу¬
точной орбите в течение 7 мин. После выхода аппарата Sur¬
veyor Е на траекторию полета -к Луне о.н получил название
Suveyor V, по международной системе обозначение 1967-84А.
Без коррекции аппарат достиг бы Луны в 47 км от расчетной
точки. Потребная корректирующая скорость для компенсации
промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета
составила 1,2 м/сек, а только для компенсации промаха —
•0,6 м/сек. 9 сентября в 1 час. 45 мин., когда аппарат нахо¬
дился на расстоянии 160 000 км от Земли, проведена коррек¬
ция траектории полета. Верньерные ЖРД проработали 6 сек.
Оразу же после проведения коррекции датчик давления в
основном баллоне со сжатым гелием в вытеснительной систе¬
ме подачи топлива в верньерные двигатели показал, что дав-
.ление упало до 210 кГ/см2 и продолжало падать (начальное
давление в баллоне равнялось 365,6 кГ/см2). Падение давле¬
ния объяснялось тем, что через неплотно закрывшийся кла¬
пан редуктора происходило просачивание гелия в магистраль
и далее в топливные баки, а из них он вытекал наружу через
предохранительные клапаны, которые автоматически откры¬
ваются, когда давление в баке превышает 58,4 кГ/см2. Утечка
107

гелия поставила под угрозу осуществление мягкой посадки
аппарата на Луну, т. к. не было уверенности в том, что ЖРД,
включатся на участке спуска. В связи с этим было решено
произвести 3 дополнительных кратковременных включения
ЖРД в расчете на то, что клапан редуктора закроется после
«встряхивания» аппарата. После проведения днем 9 сентября
включений, клапан не закрылся; некоторый расход гелия при¬
вел к тому, что просачивание его сократилось, а падение дав¬
ления в основном баллоне составляло около 0,42 кГ/см2 в ми¬
нуту. Позже, когда давление в основном баллоне и магистра¬
лях упало до 56 кГ/см2, предохранительные клапаны закры¬
лись, и стравливание гелия за борт прекратилось. Были про¬
ведены расчеты и испытания, чтобы определить, достаточно
ли это давление для обеспечения работы ЖРД при мягкой:
посадке аппарата на Луну. Испытания проводились с исполь¬
зованием аппарата Surveyor F, который в это время находил¬
ся на мысе Кеннеди и подготавливался к запуску, намечен¬
ному на ноябрь 1967 г.; использовались также две модели
аппарата Surveyor. Испытания показали, что при давлении
56 кГ/см2 мягкую посадку обеспечить можно, но необходимо-
изменить программу полета. Имелось два мнения о проведе¬
нии дальнейших работ с аппаратом: перевести аппарат тор¬
мозным РДТТ на геоцентрическую орбиту, не пересекающую¬
ся с Луной, ввиду того, что вероятно, не удастся обеспечить
мягкую посадку аппарата на Луну из-за недостаточного дав¬
ления гелия в основном баллоне, или осуществить мягкую
посадку аппарата на Луну, обеспечив точное срабатывание
ЖРД на участке посадки, изменив программу дальнейшего'
полета аппарата. Было принято решение попытаться осущест¬
вить мягкую посадку аппарата. Включение ЖРД днем 9 сен¬
тября привело к тому, что аппарат отклонился от расчетной
траектории. Чтобы вернуть аппарат на расчетную траекторию
и сбросить излишки топлива, произведено еще 3 дополнитель¬
ных включения ЖРД: первое — для израсходования излишков
топлива и снижения веса аппарата до величины, предусмот¬
ренной новой программой полета, второе и третье — для до¬
полнительной коррекции траектории полета и израсходования
излишков топлива. После проведения этих включений (по¬
следнее произошло примерно за сутки до встречи аппарата
с Луной) проведены траектории измерения и рассчитана но¬
вая программа полета с учетом того, что после значительной
утечки гелия возможная продолжительность работы ЖРД
стала существенно меньше, чем предусматривалось штатной
программой. Первоначально новая программа полета преду¬
сматривала, что РДТТ прекращает -работу на расстоянии
0,6 км от Луны; если учесть, что отклонение в длительности
работы РДТТ на 1 сек. приводит к изменению расстояния
от Луны на 2,7 км, то при такой программе отклонение мо¬
J 08

мента прекращения работы РДТТ на десятые доли секунды
могло привести к тому, что встреча аппарата с Луной про¬
изойдет при работающем РДТТ, что привело -бы к разруше¬
нию аппарата. В связи с этим изыскивались возможности
максимально продлить работу ЖРД, чтобы окончание рабо¬
ты РДТТ произошло на большем расстоянии от Луны. Ис¬
пытания и (расчеты показали возможность увеличения коли¬
чества топлива, которое могут использовать ЖРД, с 25,8 до
40,8	кГ без угрозы неустойчивого горения в двигателях (ис¬
пытания показали, что неустойчивое горение в ЖРД возни¬
кает при падении давления гелия в вытеснительной системе
подачи до 38,7 кГ/см2). После этих испытаний и расчетов бы¬
ла составлена программа полета, предусматривавшая, что
окончание работы РДТТ происходит на расстоянии 1,34 км
ют Луны. При составлении этой программы возникла пробле¬
ма выбора момента включения радиолокационных приборов
RADVS, управляющих работой ЖРД после окончания рабо¬
ты РДТТ. Эти приборы включаются автоматически при под¬
рыве взрывных болтов, которыми крепится РДТТ к раме ап¬
парата. Однако по новой программе полета РДТТ прекращал
работу слишком близко от Луны, и эти приборы могли не
успеть получить устойчивый отраженный сигнал. Было при¬
нято решение подорвать взрывные болты, крепящие РДТТ,
до окончания его работы; в этом случае радиолокационные
приборы включались бы на достаточном расстоянии от Луны.
Проведенные эксперименты на модели показали, что если
•будут подорваны взрывные болты, крепящие РДТТ, он будет
удерживаться на месте под действием собственной тяги, а по
•окончании работы отделится. Новая программа была введена
в ПВУ. По новой программе полета аппарат должен был со¬
вершить посадку на Луну 11 сентября в 0 час 46 мин. в точке
с селенографическими координатами 1,45° с. ш. и 23,25° в. д.
11 сентября в 00 час. 44 мин. 38 сек. в соответствии с новой
программой радиолокатор AMR на расстоянии около 95 км
от Луны выдал команду на включение ЖРД и РДТТ. Дви¬
гатели включились через предусмотренный новой программой
интервал времени 12,5 сек. В момент включения двигателей
аппарат находился на расстоянии 45,7 км (76) от Луны. За
2 сек. до окончания работы РДТТ были подорваны взрывные
болты и включились радиолокационные приборы RADVS.
РДТТ прекратил работу на расстоянии 1,34 км от Луны, ско¬
рость падения аппарата в этот момент составляла 26,8 м/сек.
С этого момента управление работой ЖРД, остаток топлива
для которых составлял 13 кГ, стало осуществляться по
командам радиолокационного альтиметра и доплеровского
радиолокатора, которые были включены непосредственно пе¬
ред прекращением работы РДТТ. ЖРД продолжали работать
до того момента, когда расстояние до поверхности Луны со¬
109

кратилось до 4,2 м. 11 сентября в 00 час. 46 мин. 46 сек. ап¬
парат совершил мягкую посадку на Луну в Море Спокойствия:
в точке с селенографическими координатами 1°25' с. ш. и
23°11/ в. д., расположенной в 29 км от расчетной точки. По¬
лет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до момен¬
та посадки продолжался 64 час. 49 мин. 38 сек. (3,31). Аппа¬
рат совершил посадку на склон холма крутизной около 20э.
Вертикальная составляющая скорости в момент (контакта ап¬
парата с поверхностью составляла 3,6 м/сек. Коснувшись по¬
верхности, аппарат имел небольшую боковую составляющую-
скорости, вследствие чего произошло смещение его на неко¬
торое расстояние, о чем свидетельствуют следы, оставленные
опорами шасси аппарата. После посадки аппарата давление
в баллоне с гелием составляло примерно 39,1 кПсм2. (По пер¬
воначальной программе, рассчитанной перед запуском, аппа¬
рат должен был совершить посадку на юге Моря Спокойст¬
вия в точке с селенографическими координатами 1° с. ш. и
24° в. д. Этот район расположен в восточной части зоны, вы¬
бранной для посадки лунной кабины корабля Apollo и в 58 км
к юго-западу от места падения аппарата Ranger VIII).
Через 75 мин. после посадки началась передача на Землю
телевизионных изображений с разверткой 200 и 600 строк.
И сентября в 15 час. 35 мин. началось изучение химического'
состава лунного грунта а-анализатором (31). 12—13 сентябри
3 раза были включены ЖРД для выяснения, не будут ли
при работе двигательной установки лунной кабины кораблн
Apollo образовываться воронки в грунте и не поднимается ли:
облако пыли, которое может затруднить ее посадку и взлет.
Двигатели включались не на полную тягу: при первом вклю¬
чении тяга каждого двигателя составляла 7,7 /сГ, при вто¬
ром— 9 кГ, при третьем—12,2 кГ. Продолжительность рабо¬
ты двигателей при каждом включении составляла 0,2 сек.
(3,10). 17 сентября в районе посадки аппарата наступил лун¬
ный полдень, и во избежание перегрева оборудование аппа¬
рата было временно выключено. В период с 18—24 сентября:
бортовое оборудование функционировало до момента наступ¬
ления лунной ночи в районе посадки. 24 сентября получено
несколько снимков, сделанных после захода Солнца при свете*
Земли, а также снимки солнечной короны. С момента посадки
аппарата на Луну и до 24 сентября было получено и передано'
на Землю 18006 телевизионных изображений лунной поверх¬
ности и окружающего пространства. С наступлением ночи
связь с аппаратом прекратилась. 15 октября, после восхода
Солнца в районе посадки, связь с аппаратом возобновилась.
По показаниям телеметрии все оборудование аппарата было
в исправности. 16 октября была подана команда на возобнов¬
ление передачи телевизионных изображений. Они имели очень
низкое качество по-видимому из-за того, что в условиях низ¬
Т10

кой температуры во время лунной ночи произошло повреж¬
дение камеры. 29 октября в районе посадки аппарата насту¬
пила лунная ночь и связь с аппаратом прекратилась. 10 но¬
ября в начале наступления лунного дня в районе посадки
была сделана попытка возобновить связь с аппаратом. Эта и:
несколько последующих попыток не увенчались успехом.
Рис. 22. Космический аппарат Surveyor V.
1 — панель с солнечными элементами; 2 — панорамная
телевизионная камера; 3 — контейнер с электронным
оборудованием;	4— электронное	оборудование
сх-анализатора; 5 — датчик направления на Канопус; 6 —
всенаправленная антенна; 7 — опора посадочного шасси;
8 — ЖРД; 9 — баллон с гелием вытеснительной системы
подачи топлива в ЖРД; 10 — а — анализатор; 11 — бал¬
лон со сжатым азотом для реактивных сопел системы
ориентации; 12 — блок разрушающейся сотовой конст¬
рукции; 13 — баки с окислителем и горючим для ЖРД;
14 — радиолокационный альтиметр и доплеровский ра¬
диолокатор; 15 — остронаправленная антенна.
14 декабря вновь удалось установить связь с аппаратом и был
проведен эксперимент по приему сигналов от одновременно
находящихся на Луне аппаратов Surveyor V и Surveyor VI
(об этом эксперименте см. раздел 7 настоящей главы).
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата
Surveyor V (рис. 22) почти такие же, как у аппарата Survey¬
or III. Для определения химического состава лунного грунта
и по результатам предыдущих запусков в конструкцию аппа¬
рата внесены некоторые изменения.

Установлен a-анализатор (64, 66, 68) вместо выносного ме¬
ханизма с ковшом-захватом (рис. 23). a-анализатор предназ¬
начен для определения химического состава лунного грунта
по рассеянному a-излучению и обеспечивает идентификацию
химических элементов с атомным номером более 5. Система
детекторов регистрирует наличие в грунте атомов бора, азота,
Рис. 23. a — анализатор. Общий вид в ра¬
бочем положении на Луне (изображение
передано телекамерой).
фтора, натрия, магния, алюминия, кремния, фосфора, серы,
хлора и калия. Радиация рассеивается ядрами атомов и рас¬
сеянные a-частицы улавливаются двумя детекторами, их энер¬
гия и количество измеряется. В a-анализаторе расположены
также четыре детектора для измерения энергии и количества
протонов, образующихся вследствие бомбардировки грунта
a-частицами. При облучении участка поверхности а-частицы
проникают в грунт на глубину 25 ц, облучаемая площадь рав¬
на 139 см2. Источником a-частиц служит радиоактивный эле¬
мент кюрий-242, имеющий активность не выше 25 мкюри.
Источник находится в капсуле, помещенной в контейнер раз¬
мером 12,7x15,2x15,2 см, прикрепленный к аппарату нейло¬
новой лентой, с помощью которой опускается на грунт. При
проведении анализа дно контейнера открывается. Для отра¬
жения солнечных лучей контейнер покрыт слоем золота. Опре¬
деление состава пород требует 15—20 час. В полете прибор
прижат к аппарату. После посадки система проверяется про¬
ведением химического анализа материала известного состава,
112

находящегося на борту аппарата. Затем прибор частично опу¬
скается для проведения базовых измерений, после чего на
нейлоновой ленте опускается до контакта с лунной поверх¬
ностью. Прибор состоит из двух блоков: измерительной го¬
ловки, опускаемой на лунную поверхность, и электронно-ре¬
шающего блока. В измерительную головку входят радиоактив¬
ный источник а-частиц, детекторы а-частиц и протонов,
электронное устройство и нагреватель. Электронный блок со¬
стоит из логических схем дешифратора команд, источника пи¬
тания и логических схем, необходимых для преобразования
различных величин в сигналы для передачи. Электронный
блок находится в специальном терморегулируемом отсеке ап¬
парата. Каждое слово двоичного кода содержит девять дво¬
ичных единиц, одна из которых — синхронизирующая, семь —
несущие сигнал и одна — для проверки четности. Прибор кре¬
пится к аппарату кронштейном и скобой, проверка проводит¬
ся без перевода его в рабочее положение. При подготовке к
работе чувствительная головка опускается на поверхность на
нейлоновой ленте, прикрепленной к болту с кольцом. Лента
намотана на цилиндр с приводом, который раскручивается под
действием силы тяжести чувствительной головки и опускает ее
на поверхность в несколько приемов. При частичном опуска¬
нии головки разматывание ленты предотвращает запираю¬
щий механизм; частичное опускание происходит за счет вытя¬
гивания ленты. Для полного опускания головки запирающий
механизм освобождается подрывом пиропатрона по командам
с Земли. Общий вес измерительной головки, электронного
блока и опускающего устройства— 12,7 кГ.
Установлены выпуклые, а не плоские зеркала, увеличившие
площадь обзора телекамеры под аппаратом. Зеркала имеют
размеры 25x23 см и 8X24 см. Меньшее зеркало установлено
таким образом, чтобы обеспечить наблюдение за а-ана-
лизатором (41). На одной из посадочных опор посадочного
шасси вертикально установлен магнит, имеющий форму пря¬
моугольного параллелепипеда размером 51X13X3 мм для
обнаружения магнитных веществ в лунном грунте и кон¬
трольный (ненамагниченный) стержень тех же размеров
(рис. 24). Магнит и немагнитный стержни установлены так,
что попадают в поле зрения камеры. Магнит изготовлен из
железо-никелево-кобальтово-алюминиевого сплава, контроль¬
ный немагнитный стержень — из сплава железа, никеля и ко¬
бальта с низкой магнитной проницаемостью. Оба стержня
привинчены к монтажной скобе, прикрепленной к опоре. Вес
всего устройства 62 Г. Стержни и скоба окрашены в тусклый
светло-синий цвет для контраста с темным лунным веще¬
ством (31).
Применена усовершенствованная панель с солнечными эле¬
ментами. Вес панели 3,76 кГ, размеры 1,12X0,76 м (пло¬
8—6К 7
113

щадь — 0,85 м2). Солнечные элементы размером по 10Х20Х
Х0,46 мм смонтированы только на одной стороне панели на
слоистой подложке толщиной 12,7 мм из алюминиевого спла¬
ва с сотовым наполнителем. Номинальная выходная мощность
солнечных элементов 22 вт на 1 кГ веса панели. Усовершен-
Рис. 24. Магнит и контрольный стер¬
жень на опоре шасси.
1 — амортизатор ударных нагрузок; 2 — нога
шасси; 3 — контрольный стержень; 4 — маг¬
нит; 5 — скоба для монтажа магнита и кон¬
трольного стержня.
ствованная панель с солнечными элементами обеспечивает
выходную мощность до 85 вт при температуре 60° С и не ме¬
нее 60,5 вт при температуре 120° С. Телевизионная камера
снабжена поляризационным светофильтром, который облегча¬
ет определение типа пород на поверхности Луны. Суммарный
вес аппарата при отделении от II ступени— 1005 кГ, после по¬
садки— 279,4 кГ (69).
Стоимость запуска и обеспечения полета аппарата соста¬
вила 60 млн. долл. (31).
7- Космический аппарат Surveyor VI (Surveyor F)
Назначение аппарата такое же, как для аппарата Survey¬
or V. Запуск SC-6 аппарата произведен 7 ноября 1967 г. в
7 час. 39 мин. со стартового комплекса № 36В м. Кеннеди ра¬
кетой-носителем Atlas-Centaur АС-14. Азимут запуска — 83°.
Полет ракеты-носителя и вывод аппарата на траекторию поле¬
та к Луне проходил по программе, близкой к расчетной. Вы¬
вод аппарата на траекторию полета к Луне был осуществлен
при повторном включении двигателей II ступени, выведшей
аппарат предварительно на промежуточную орбиту, а затем
на траекторию полета к Луне. Аппарат обращался по про¬
межуточной орбите в течение 13 мин. После выхода аппарата:
114

Surveyor F на траекторию полета к Луне он получил назва¬
ние Surveyor VI, по международной системе обозначение
1967—112А. После отделения от II ступени аппарат был ори¬
ентирован по Солнцу и Канопусу (захват Канопуса произошел
в 15 час. 00 мин.). 8 ноября в 2 час. 00 мин., когда аппарат
находился на расстоянии 173 300 км от Земли, была проведе¬
на коррекция траектории полета; верньерные ЖРД проработа¬
ли 10,3 сек. Без коррекции аппарат достиг бы Луны в 126 км
от расчетной точки посадки (аппарат должен был совершить
посадку в районе радиусом 30 км с центром в точке с селено¬
графическими координатами 0,42° с. ш. и 1,33° з. д. Потребная
корректирующая скорость для компенсации промаха и обе¬
спечения требуемой продолжительности полета составила
2,2	м/сек, только для компенсации промаха—1,4 м/сек.
10 ноября в 01 час. 01 мин. аппарат совершил посадку в рай¬
оне Центрального залива в точке с селенографическими коор¬
динатами 0°28' с. ш. и 1°29' з. д. Точка посадки находится в
5 км от центра расчетного района прилунения и в 9 о от
места падения аппарата Surveyor IV. Скорость аппарата в
момент посадки равнялась 4,4 м/сек. При сближении с Луной
вектор скорости аппарата составлял угол около 25° с местной
вертикалью. Полет аппарата от момента старта ракеты-носи¬
теля и до момента посадки продолжался 65 час. 22 мин.
(43, 58).
Через 50 мин. после посадки началась передача телевизи¬
онных изображений. 11 ноября началось определение химичес¬
кого состава лунного грунта a-анализатором: вначале непре¬
рывно, а спустя 18,5 час. — с интервалами 30 мин. в связи с
тем, что a-анализатор стал нагреваться Солнцем, высоко под¬
нявшимся над горизонтом. 13 ноября, когда в районе посадки
Солнце поднялось на 40° над горизонтом и температура аппа¬
рата начала повышаться, временно были прекращены переда¬
ча телевизионных изображений и определение химического
состава грунта, a-анализатор в общей сложности проработал
около 27 час. В период с 10 по 13 ноября до прекращения ра¬
боты аппаратуры было получено около 6000 телевизионных
изображений лунной поверхности. 14 ноября, когда темпера¬
тура на поверхности Луны достигла 120° С, температура
a-анализатора приблизилась к критической величине, в то вре¬
мя как температура остального оборудования оставалась в
допустимых пределах. Некоторые элементы конструкции, ког¬
да Солнце находилось в зените, нагревались до 130°, однако
ЖРД в этот период остыли (их затеняла панель с солнечными
элементами и остронаправленная антенна). К 17 ноября, до
момента проведения эксперимента по перемещению аппарата
над лунной поверхностью, на Землю было передано около
14 500 телевизионных изображений. 17 ноября проведен экс¬
перимент по перемещению аппарата над лунной поверхностью.
8*
115

В 10 час. 32 мин. по команде с Земли были включены ЖРД,
которые проработали 2,5 сек при общей тяге 68 кГ. Аппарат
оторвался от лунной поверхности, поднялся на высоту 3 м и
опустился на расстоянии 2,4 м от места первоначальной посад¬
ки. В полете аппарат находился 8,5 сек. В И час. 07 мин.
снова началась передача телевизионных изображений. Экспе¬
римент по перемещению аппарата предназначался (30, 38)
для исследования проблем посадки и старта с Луны, в част¬
ности, воздействия истекающей струи на лунный грунт, полу¬
чения телевизионных изображений следов, оставленных на
грунте посадочными опорами аппарата в месте первоначаль¬
ной посадки, и стереоскопических изображений элементов по¬
верхности (производится съемка одних и тех же элементов по¬
верхности под разными углами). Съемка с двух точек позво¬
ляет повысить точность определения расстояния между
элементами рельефа поверхности, попавшим в кадр. Часть
этих задач увязана с изучением проблемы посадки и старта
с Луны лунной кабины корабля Apollo. Эксперимент по пере¬
мещению аппарата прошел успешно. На изображениях, пере¬
данных после проведения эксперимента, видно место первона¬
чальной посадки аппарата, в частности, следы, посадочных
опор и воздействия на грунт истекающей струи ЖРД при их
включении для проведения этого эксперимента. Включение и
работа двигателей не привели к выбросу из лунной поверх¬
ности значительного количества грунта. Удалось уточнить рас¬
стояние между аппаратом и различными деталями поверхно¬
сти в месте посадки съемкой их под разными углами. После
перемещения и посадки аппарата a-анализатор оказался на
грунте в перевернутом положении; средств для установки
a-анализатора в нормальное положение на аппарате не пре¬
дусмотрено. Ввиду того, что перевернутый прибор нельзя бы¬
ло использовать для анализа грунта, с его помощью началась
регистрация космических излучений. Эксперимент по переме¬
щению аппарата позволил сделать выводы (30, 38) о том, что
во время работы двигательной установки лунной кабины ко¬
рабля Apollo при посадке и старте с Луны, по-видимому, не
будут возникать помехи проведению визуальных наблюдений
и наблюдений с помощью оптической аппаратуры и что вы¬
мывание грунта истекающей струей двигателей и выброс его
опорами шасси при посадке, по-видимому, не приведет к осаж¬
дению частиц грунта на корпусе кабины. После перемещения
аппарата Surveyor VI частицы грунта были обнаружены на
фотометрической шкале, смонтированной на стержне, несущем
одну из всенаправленных антенн аппарата. По-видимому, шка¬
ла, находящаяся на некотором расстоянии от корпуса и на
высоте 1,2 м над поверхностью Луны, оказалась на пути час¬
тиц грунта, выброшенных опорами посадочного шасси аппара¬
та при вторичной посадке. Конструкция лунной кабины кораб¬
116

ля Apollo не имеет подобных выступающих элементов. Части¬
цы грунта, выброшенные из поверхности при работе двигате¬
лей, были обнаружены также на магнитном стержне, причем
немагнитные стержни на соседних посадочных ногах остались
чистыми. Воздействие истекающей струи на грунт не приводит
к образованию глубоких кратеров. Глубина кратеров, возник¬
ших в результате работы ЖРД аппарата Surveyor VI при его
перемещении, не превышает нескольких сантиметров, так же
как и глубина следов, оставленных опорами на месте первона¬
чальной посадки. После выполнения эксперимента аппарата
по перемещению на Землю было передано около 15 000 изо¬
бражений лунной поверхности, в том числе изображения сле¬
дов воздействия струи двигателя на грунт при первой посадке
и при взлете. На основе изображений, полученных с двух
различных точек, специалисты NASA получили трехмерные
стереоскопические изображения лунного рельефа, а с помощью
фотограмметрических методов были изготовлены детальные
топографические карты района посадки аппарата. Специали¬
сты NASA рассматривали вопрос о возможности перемещения
24 ноября аппарата на расстояние до 300 м на склон близле¬
жащего кратера. Этот эксперимент предназначался для реше¬
ния задач по исследованию проблем посадки и старта с Луны,
испытанию радиолокационного оборудования, обеспечивающе¬
го мягкую посадку и получению крупноплановых изображений
больших камней, находящихся на склоне указанного кратера.
Расчеты показали, что запас топлива недостаточен для прове¬
дения такого эксперимента. Отказ от его проведения был мо¬
тивирован руководителями программы тем, что остаток топли¬
ва мог обеспечить перемещение аппарата на небольшое рас¬
стояние, в пределах которого не было достаточно интересных
элементов рельефа (на расстоянии до 300 м не наблюдалось
топографических условий, сколько-нибудь отличающихся от
места посадки), а также тем, что руководители программы
Apollo обратились с просьбой продолжить съемку (при раз¬
личном возвышении Солнца над горизонтом) следов, которые
оставлены в грунте истекающей струей ЖРД при первом пе¬
ремещении аппарата. С момента посадки и до 24 ноября на
Землю передано 30 027 телевизионных изображений. Некото¬
рые из снимков использовались для уточнения местонахожде¬
ния аппарата путем сравнения со снимками Центрального
залива, ранее полученными аппаратом Lunar Orbiter IV.
14 декабря была установлена связь с находящимися на Луне
аппаратами Surveyor V и Surveyor VI. Эксперимент имел
целью уточнить характер либрации Луны. Расстояние между
аппаратами составляет около 640 км.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата
такие же, как у аппарата Surveyor V. Вес аппарата при отде¬
лении от II ступени— 1008 кГ, после посадки — 297,6 кГ (68).
117

8. Космический аппарат Surveyor VII (Surveyor G)
Назначение аппарата — осуществление посадки на Луну,
получение телевизионных изображений поверхности Луны в
районе посадки и определение характеристик лунного грунта,
в т. ч. химического состава и содержания магнитных веществ.
В отличие от предыдущих аппаратов Surveyor VII предназна¬
чался не для исследований в потенциальных районах посадки
лунной кабины корабля Apollo, а для исследований в научных
целях вне этих районов. Первоначальными планами посадка
аппарата предусматривалась в районах кратеров Коперник,
Фра Мауро, Гиппарх, Тихо. Интерес к материковым районам
этих кратеров вызван тем, что предыдущие аппараты Surveyor
исследовали лунную поверхность только в морских районах
экваториальной зоны. Окончательно был выбран кратер Тихо,
поскольку по сравнению с остальными тремя районами он
дальше отстоит от лунного экватора, вдоль которого распола¬
гается зона, выбранная для посадки лунной кабины, и посадка
в этом районе позволяет вести съемку при существенно ином
угле падения солнечных лучей. Поверхность в непосредствен¬
ной близости от кратера Тихо отличается крайней неров¬
ностью. Исследование выброшенных из кратера пород пред¬
ставляет большой научный интерес, т. к. эти породы в значи¬
тельно меньшей степени засорены обломками метеоритов.
Запуск SC-7 аппарата произведен 7 января 1968 г. ' в
6 час. 30 мин, со стартового комплекса № 36В м. Кеннеди ра¬
кетой-носителем Atlas—Centaur АС-15. Азимут запуска —
102,9°. «Окном» для запуска в этот день был период с
5 час. 43 мин. до 8 час. 12 мин. Полет ракеты-носителя и
вывод аппарата на траекторию полета к Луне проходил по
программе, близкой к расчетной. Вывод аппарата на траекто¬
рию полета к Луне был осуществлен при повторном включе¬
нии двигателей II ступени, выведшей аппарат предваритель¬
но на промежуточную орбиту, а затем на траекторию полета
к Луне. Аппарат обращался по промежуточной орбите в те¬
чение 22 мин. После выхода аппарата Surveyor G на траекто¬
рию полета к Луне он получил название Surveyor VII, по
международной системе обозначение 1968—01А. 7 января в
23 час. 30 мин. была проведена коррекция траектории, ЖРД
работали в течение 11,35 сек. Без коррекции аппарат достиг
бы Луны в 41 км к северу от расчетной точки посадки. По¬
требная корректирующая скорость для компенсации промаха
и обеспечения требуемой продолжительности полета состави¬
ла 1,2 м/сек, а только для компенсации промаха — 0,3 м/сек.
Программой предусматривалось проведение второй коррек¬
ции через 20 час. после первой, однако первая коррекция была
успешной и от второй отказались. 10 января в 00 час. 24 мин.,
когда аппарат находился на расстоянии 1600 км от Луны и
118

сближался с ней под углом 36° к местной вертикали, начался
цикл автоматических операций, обеспечивающих посадку.
В 01 час. 02 мин. по команде радиолокатора AMR были вклю¬
чены ЖРД и РДТТ, который проработал 40 сек. 10 января
в 01 час. 05 мин. аппарат совершил посадку в точке с селено¬
графическими координатами 40°53' ю. ш. и 11°22' з. д., в
.2,5 км от расчетной точки и в 25,6 км. к северу от кра¬
тера Тихо. Скорость аппарата в момент контакта с по¬
верхностью составляла 3,3 м/сек. Опоры -шасси косну¬
лись грунта почти одновременно (с интервалами
.50 мсек), нагрузка на опоры составляла 748, 644 и 771 кГ.
Одна из опор оказалась в непосредственной близости от
камня высотой 20 см, но даже если бы она попала на него, то,
согласно расчетам, аппарат не опрокинулся бы. Аппарат на¬
ходился на грунте с отклонением от вертикальной оси на 3°,
видимый горизонт для камеры составлял 29 км. (44). Полет
аппарата от момента старта ракеты-носителя до посадки на
Луну продолжался 66 час. 35 мин. (39). Расчетный район по¬
садки представлял собой круг диаметром 20 км с селеногра¬
фическими координатами центра 40,87° ю. ш. и 11,37° з. д.
При запусках предыдущих аппаратов район посадки выби¬
рался с диаметром большим в три раза, уменьшение района
посадки аппарата Surveyor VII объясняется тем, что вблизи
кратера Тихо местность очень пересеченная. Вероятность
успешной посадки в этом районе оценивалась в 40—50%.
Выбрать столь ограниченный район позволило то, что преды¬
дущие полеты показали высокую надежность системы кор¬
рекции. На случай неудачи при коррекции был предусмотрен
запасной район посадки у кратера Фра Мауро с координата¬
ми 5° ю. ш. и 13° з. д.
После посадки была произведена проверка работоспособ¬
ности бортовых систем, а через 42 мин. сделаны первые
снимки лунной поверхности с разверткой в 200 строк. Затем
были установлены в рабочее положение панель с солнечными
элементами и остронаправленная антенна и началась пере¬
дача снимков с разверткой 600 строк, были переданы снимки
звездного неба и Земли. С помощью светофильтров исследо¬
валась поляризация света отраженного сигнала поверхностью
Земли, а затем поверхностью Луны (59). Позже начались экс¬
перименты с использованием ковша-захвата. Была вырыта
канавка глубиной 0,3 м и собран в кучу грунт для последую¬
щего исследования его a-анализатором. При работе ковша-
захвата в двух случаях твердый подпочвенный слой препят¬
ствовал углублению канавки. Один кусок породы удалось рас¬
колоть ударом ковша. На магнитах, установленных на ковше-
захвате, было обнаружено некоторое количество магнитных
материалов.
119

Примерно через 8 час после посадки был включен а-ана-
лизатор. Первые две операции по анализу образца с извест¬
ным химическим составом и определению локального фона
радиации были проведены удовлетворительно. Калибровка
анализатора управляемым электронным датчиком импульсов
показала, что анализатор функционировал нормально. Попыт¬
ка опустить на грунт a-анализатор не удалась из-за заедания
нейлоновой ленты, на которой подвешен контейнер с этим
прибором. Неисправность удалось устранить тем, что ковш-
захват захватил за кромку прибора и начал тянуть его вниз.
12 января эта операция увенчалась успехом — а-анализатор
был опущен на грунт и начато проведение исследований грун¬
та. За этими операциями наблюдали с помощью телекамеры.
Исследование первого образца грунта (сравнительно ровный:
участок неповрежденной поверхности) начат в этот же день..
Интенсивность рассеяния частиц от этого образца, а также
телевизионные изображения показали, что расстояние от при¬
емника излучений до образца больше стандартного. Для на¬
копления данных от этого образца потребовалось в общей
сложности 27,4 часа. Эксперимент проводился в течение 9 су¬
ток (до 20 января), причем из-за интенсивного нагрева взо¬
шедшего Солнца его пришлось прервать на 6 суток. Начиная
с 12 января, когда Солнце поднялось уже высоко над гори¬
зонтом, в работе телекамеры стали делать 20—30-минутные*
перерывы после каждых 20 мин. работы, что предотвращало
ее перегрев. Чтобы камера не нагревалась Солнцем и во
время интервалов в работе, ее затеняли остронаправленной
антенной, а перед каждым новым сеансом передачи телеви¬
зионных снимков антенну снова направляли на Землю (28)
20 января произведен эксперимент по облучению аппарата
лучом лазера с Земли с регистрацией этого луча телекамерой
аппарата (12). Цель эксперимента — изучение проблем лазер¬
ной связи, в частности, определение оптимальных условий ос¬
вещенности на Земле и на Луне, точности нацеливания луча,
посылаемого с Земли, изучение влияния земной атмосферы
и Солнца на прохождение лазерных лучей. В этом экспери¬
менте использовались шесть телескопов, оборудованных ла¬
зерными источниками излучения: 2 телескопа на западном по¬
бережье и 4 — на восточном побережье США. На западном
побережье использовался 60-дюймовый телескоп обсервато¬
рии Китт Пик (шт. Аризона) в сочетании с газовым (на арго¬
не) лазером с мощностью излучения 4 вт, и 24-дюймовый те¬
лескоп-рефлектор обсерватории Тейбл Маунтин в сочетании
с лазером с мощностью излучения 2 вт. Оба луча были заре¬
гистрированы телекамерой аппарата Surveyor VII, причем
луч лазера от 24-дюймового телескопа регистрировался как
более яркое пятно на поверхности Земли. Лучи от телескопов,.
120

расположенных на восточном побережье, на снимках не был^
видны.
21 января a-анализатором начато проведение исследовг
ний второго образца лунной породы: головка приемника из
лучений была передвинута на камень размером 5X6 см. Этот
камень был виден на полученных, телевизионных изображе¬
ниях до начала этой операции, так как он несколько ярче
окружающих его предметов. Время накопления данных от
этого образца составило 10,3 час. 22 января началось прове¬
дение исследований третьего образца лунной породы: головка
приемника излучений была передвинута к разрытой в первые
часы после посадки аппарата площадке. Проведенные изме¬
рения и полученные телевизионные изображения показали,
что исследуемый образец состоит, по крайней мере частично,
из материала, который находился под верхним слоем грун¬
та. Данные от этого образца собирались в течение 7 часов до-
момента захода Солнца. 23 января в 6 час. в районе посадки
аппарата наступила первая лунная ночь. После съемки сол¬
нечной короны оборудование аппарата было выключено и
включены нагреватели. До этого момента камерой было по¬
лучено около 21 ООО изображений лунной поверхности в месте
посадки, окружающего пространства и др. (36). 12 февраля,
через несколько суток после восхода Солнца в районе посад¬
ки аппарата станцией слежения в Робледо-де-Чавела была
подана команда на включение бортового оборудования, в том
числе телекамеры. Через 56 сек. от аппарата поступил ответ¬
ный сигнал после чего по команде с Земли была несколько
изменена ориентация панели с солнечными элементами, чтобы
ускорить подзарядку батарей, и начался прием телеметриче¬
ской информации от датчиков, контролирующих состояние и:
работу бортового оборудования. 13 февраля началась пере¬
дача телевизионных изображений. Было дополнительно полу¬
чено около 40 снимков с разверткой 200 строк. В связи с не¬
исправностью батарей и системы сканирования снимков с раз¬
верткой 600 строк получить не удалось. За период лунной но¬
чи одна из стоек шасси осела и аппарат наклонился на 8°,.
что позволило произвести снимки тех же участков под дру¬
гим углом. До наступления следующей лунной ночи (20 фев¬
раля) в период 13—20 февраля! проведены эксперименты с.-
помощью ковша-захвата и а-анализатора.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата:
почти такие же, как у аппарата Surveyor V. Дополнительно
установлены выносной механизм с ковшом-захватом для
изучения механических свойств грунта, аналогичный устанав¬
ливавшемуся на аппарате Surveyor III (выносным механизмом
с ковшом-захватом возможно проведение операций по опре-'
делению физико-механических характеристик грунта и пере¬
несение a-анализатора с одного места на другое, что дает:'
12 Г

возможность проведения химического анализа пород в раз¬
ных точках места посадки), и три магнита для обнаружения
магнитных веществ в лунном грунте: один магнит прямоуголь¬
ного сечения на опоре шасси, аналогично установленному на
аппарате Surveyor IV, и два магнита U-образной формы вы¬
сотой 1,6 см на нижней поверхности ковша-захвата. Напря¬
женность магнитного поля, создаваемого магнитами, равня¬
лась около 700 э (на предыдущих аппаратах магнит устанав¬
ливался только на одной опоре шасси), a-анализатор отли¬
чается от a-анализатора, установленного на аппарате Sur¬
veyor V: полная интенсивность источника а-частиц увеличена
на 70%, а сам источник покрыт слоем углерода, чтобы свести
к минимуму перенос радиоактивности при передвижении а-
анализатора. Повышение интенсивности улучшило отношение
сигнала к местному фону радиации. Аппарат Surveyor VII
был первым, оснащенным всеми научными приборами, при¬
менявшимися до того на отдельных аппаратах Surveyor
(рис. 25).
Установлено также дополнительно зеркало, прикрепленное
к мачте, на которой смонтированы антенна и панель с сол-
Рис. 25. Научное оборудование на аппарате
Surveyor VII.
/ — панорамная телевизионная камера: 2 — выносной меха¬
низм с ковшом — захватом: 3 — а — анализатор.
J22

-аечными элементами. С помощью этого зеркала были получе¬
ны стереоскопические пары снимков: один и тот же участок
поверхности снимался сначала непосредственно, а потом сни¬
малось его отражение в зеркале. На поверхности аппарата
имелось семь «пятен» с высокой отражательной способностью,
дающих возможность по изменению блеска регистрировать
■ осаждение на поверхности аппарата различных веществ (11).
Суммарный вес (17) аппарата при отделении от II ступени —
1038 /сГ, после посадки на Луну — 288,9 кГ.
После аварийных полетов аппаратов Ranger III-^V, под¬
вергавшихся термической стерилизации, что, как полагают,
послужило причиной их аварий, было принято решение не
проводить стерилизацию аппаратов, запускаемых для изуче¬
ния Луны. Аппараты Surveyor в связи с этим не подвергались
стерилизации. Небезынтересны данные по присутствию микро¬
организмов на этих аппаратах. Наличие микроорганизмов на
Таблица 8
Наименование аппарата
Общая популяция
микроорганизмов
Surveyor I
5- 105
Surveyor II
2- 10s
Surveyor III
5-106
Surveyor IV
3* I06
Surveyor V
9-106
Surveyor VI
9-106
самом аппарате при старте определялось путем экстраполя¬
ции результатов, полученных при взятии микробиологических
проб на отдельных участках корпуса, а также проб воздуха
вокруг аппарата. Была внесена поправка +20% на возмож¬
ное перенесение микроорганизмов на аппарат с переходника
и с головного оттекателя. Данные (10) по популяции микро¬
организмов на аппаратах Surveyor на старте приведены в таб¬
лице 8.
9.	Финансирование программы Surveyor
По предварительным расчетам, стоимость работ по про¬
грамме Surveyor оценивалась в 496 млн. долл, к началу
1965 г. расходы составили 531 млн. долл. Для изготовления
7 аппаратов Surveyor Лабораторией реактивного движения
был заключен контракт в размере 70 млн. долл. с Hughes
Aircraft Со. Стоимость создания, обеспечения запуска и по¬
лета 7 экспериментальных аппаратов Surveyor составила
563 млн. долл., в т. ч. 3-х отработанных аппаратов —
155 млн. долл. Суммарные расходы на программу Surveyor
составили около 750 млн. долл. В таблице 9 приведены рас-
123

Таблица 9
1962 г.
1963 г.
1964 г.
1965 г.
1966 г.
1967 г.
1968 г,
1969 г..
Ассигнования на
программу Sur¬
veyor, млн. долл.
73,9
60,0
70,704
81,814
111,6
79,942
35,6
Доля ассигнований
в общем бюджете
NASA на космичес¬
кие исследования,
°/о
4,112
1,654
1,401
1,583
2,190
1,644
0,797
пределение бюджетных ассигнований на программу Surveyor
и их доля от общих ассигнований NASA на космические ис¬
следования (годы указаны финансовые).
10.	Некоторые итоги программы Surveyor
Программа Surveyor имела своей основной целью отработ¬
ку систем, обеспечивающих мягкую посадку аппарата, по¬
лучение телевизионных изображений лунной поверхности,
изучение физико-химических характеристик грунта в районе
посадки. Программа Surveyor начата в 1960 г. и закончена в
1968 г. К стадии работ 1962—1966 гг. примыкала программа
создания и отработки специально созданной для запусков
аппаратов Surveyor ракеты-носителя Atlas-Centaur. Про¬
граммой предусматривалось решение ряда новых техничес¬
ких проблем: проведение испытаний двигательной установки,,
работающей на жидких кислороде и водороде, осуществ¬
ление повторного включения двигателя. Осуществлено 8 за¬
пусков (АС-1 АС-6, АС-8 и АС-9) экспериментальной
ракеты-носителя Atlas-Centaur. Были проведены испы¬
тания ракеты-носителя и отработка программы вывода аппа¬
ратов Surveyor на траекторию полета к Луне, для чего
использовались модели аппарата Surveyor. Запуски АС-П
АС-2 и АС-3 предназначались только для отработки сис-
стем ракеты-носителя. Повторного 'включения двигателей II
ступени не производилось, но отрабатывались системы пов¬
торного запуска двигателей, наземного комплекса, станции
слежения. Первый запуск (АС-1) закончился неудачно.
Запуск АС-2 прошел успешно, а АС-3 — частично успеш¬
но, причем при запуске АС-2 впервые осуществлена ра¬
бота двигателя на жидких кислороде и водороде. Проведен¬
ные запуски позволили отработать ряд бортовых систем.
Основной задачей запуска АС-4 была отработка повторно -
124

го включения двигателей II ступени, при этом ракета-носи¬
тель впервые несла в качестве полезной нагрузки весовой
макет аппарата Surveyor. Из-за нарушения работы систем II
ступени основная задача не выполнена. При последующих
запусках (АС-5,	АС-6, АС-8 и АС-9|) продолжались
испытания систем ракеты-носителя и отработка программы
:вывода к «воображаемой» 'Луне динамической модели аппа¬
рата Surveyor. Были отработаны ракета-носитель, стартовый
комплекс, станции слежения и программа выведения аппа¬
рата на траекторию полета к Луне.
На стадии работ 1966—1968 гг. решались научно-техниче¬
ские задачи, имеющие как самостоятельное значение, так и
прикладное значение в рамках программы Apollo. Основны¬
ми задачами являлись доставка и осуществление мягкой
посадки аппарата Surveyor на Луну; отработка систем, обес¬
печивающих мягкую посадку аппарата, получение телевизи¬
онных изображений лунной поверхности в месте посадки,
проведение исследований в месте посадки (определение ме¬
ханических и физико-химических характеристик грунта и
др.). Осуществлено 7 запусков аппаратов Surveyor, из кото¬
рых 2 закончились неудачей. На первых двух аппаратах на¬
учная аппаратура не устанавливалась; они предназначались
только для получения телевизионных изображений в месте
посадки. На последующих аппаратах устанавливалась как
телевизионная, так и специальная научная аппаратура (ме¬
ханизм с ковшом-захватом, a-анализатор, магниты), предназ¬
наченная для изучения характеристик лунного грунта. Аппа¬
ратами проводились телевизионная съемка — исследование
топографии лунного рельефа; определение консистенции, мор¬
фологии и структуры грунта; измерение альбедо; фотомет¬
рия, колориметрия, поляриметрия; изучение химического
состава грунта — определение процентного содержания раз¬
личных элементов; изучение механических свойств лунного
грунта —предельной статической нагрузки, проницаемости,
плотности, пористости, величины частиц, упругости, когезии,
адгезии, эррозии, прочности скальных пород; изучение элек¬
тромагнитных свойств поверхности — отражательной способ¬
ности в рабочих диапазонах радиолокаторов, диэлектрической
постоянной, содержания магнитных частиц; изучение теплово¬
го режима на поверхности Луны; телевизионная съемка Зем¬
ли; регистрация посылаемого с Земли лазерного излучения;
астрономические исследования (телевизионная съемка звезд,
планет, солнечной короны, Земли, солнечного затмения).
Всего пятью аппаратами Surveyor получено около 86 500
телевизионных изображений лунной поверхности в месте по¬
садки, частей конструкции аппарата, окружающего лунного
пространства, Солнца и др. (рис. 26—30). Осуществлено
перемещение над лунной поверхностью аппарата, совершив-
125

Рис. 26. Места посадки аппаратов Surveyor (прямоугольник ограни¬
чивает зону, выбравшую для посадки лунной кабины корабля Apollo)
шего посадку на Луну; в ходе этого эксперимента решались
экспериментальные вопросы взлета и посадки аппаратов на
Луну, исследовалось воздействие истекающих струй двига¬
телей на лунный грунт. Проведен эксперимент по уточнению
либрации Луны, осуществленный при одновременном уста¬
новлении связи с аппаратами Surveyor V и Surveyor VI.
Исследования апгпаратами Surveyor проводились в районах,
являвшихся потенциальными местами посадки лунной каби¬
ны корабля Apollo (Океан Бурь, Море Спокойствия, Цен¬
тральный Залив) „ и в районе, представляющим научный ин¬
терес (район нрахера Тихо).
Изучение характеристик лунного грунта позволили аме¬
риканским ученым сделать следующие предварительные вы¬
воды (45—49). 'Прочность грунта достаточна для того, чтобы
лунная кабина корабля Apollo при посадке не погрузилась в
него. Прочность поверхностного слоя такова, что космонав¬
ты, вышедшие на лунную поверхность, могут передвигаться
без опасения провалиться. Толстого слоя мелкой пыли, в ко¬
торой космонавты могли бы провалиться, не обнаружено.
Космонавты, выпиедшие на поверхность Луны, будут соз¬
давать нагрузку на грунт около 0,035 кг/см2, т. е. пример¬
но такую же, как и аппараты Surveyor после успокоения.
Однако самый верхний слой грунта сравнительно непрочен.
126

и космонавты, по-видимому, будут оставлять неглу¬
бокие следы. Глубина следов, возможно, будет дости¬
гать 2—3 см. Результаты изучения механических и физи¬
ческих характеристик лунного грунта приведены в таб¬
лице 10 (5). Величина адгезии с металлом, 'краской, стек¬
лом, использованными в конструкции аппаратов, меньше, чем
величина когезии (~10-2 н/см2 для наружного слоя). Уста¬
новлено, что лунная поверхность сложена преимущест¬
венно мелкодисперсным слабосвязанным материалом с диа¬
метром частиц менее 1 мм, среди которого встречаются и
более крупные агломераты, а также отдельные камни.
Глубина этого слоя различна; она меньше на валах крате¬
ров и больше на их дне. Под рыхлым слоем находится бо¬
лее связное и более плотное вещество, хотя и оно, по-'види-
мому, пористое или состоит из отдельных фрагментов. По-
Рис. 27. Изображение лунной поверхности к юго-востоку от места
посадки аппарата Surveyor I. Справа на переднем плане кусок
породы высотой 15 сж и 30 сж длиной, вверху слева — небольшой
кратер (белое пятно рядом с кратером — отражение солнечного
блика внутри телекамеры).
12?

Рис. 28. Изображение опоры одной из трех посадочных ног
аппарата Surveyor I. Вокруг опоры углубление в грунте, обра¬
зовавшееся при посадке аппарата. Белая поперечная полоса —
конструктивный элемент аппарата.
верхность покрыта большим числом 'кратеров размером от
нескольких см и более. Характер поверхности в разных уча¬
стках очень 'сходен, особенно близки друг другу по всем ха¬
рактеристикам 4 изученных морских участка. Судя по скоп¬
лению вещества у верхней части камней, лежащих на скло¬
нах, происходит сползание вещества под действием термиче¬
ских или сейсмических возмущений. По структуре лунный
грунт сравним с утрамбованным влажным песком, хотя и
является сухим. Основной причиной этого является его тек¬
стура, но впечатление усугубляется тем, что поверхностный
слой грунта намного светлее по окраске, чем нижележащие
породы, как влажный песок, высушенный Солнцем. Изуче¬
ние изображений показало, что в результате неизвестных
процессов частицы грунта покрыты глянцевитым налетом,
условно названным «лунным лаком». Камни, лежащие на
мелкораздробленном веществе или погруженные в него, раз¬
нообразны по размеру, форме и текстуре. Цвет их серый,
большинство их светлее основной части грунта (альбедо 14—
;22%), но некоторые темнее. Поляризация света, отражен -
128

Рис. 29. Мозаика лунной поверхности к северо-востоку от места
посадки аппарата Surveyor VII. Лунный горизонт в средней части
снимка находится на расстоянии 13 км. Камень на переднем плане
имеет высоту 60 см, а кратер, расположенный сзади справа от
него, — диаметр. 1,5 м и находится на расстоянии 5,4 м
от телекамеры.
Рис. 30. Мозаика лунной поверхности, полученная телекамерой аппарата
Surveyor VII. На снимке видны выносной механизм с ковшом-захватом
в один из моментов работы, борозды и канавки в лунном грунте, остав¬
шиеся после его работы, в левой части снимка — а-анализатор.
9—6157

а
з*
з
vo
£
о
с
о
X
х
ад
ч
ад
ад
н
<2
Ч
а)
о 0)
о
о о
с а.
vo
§ 2
33 рп
<D 14
Ч 12
ад сад
Ч в
ад
£«Ч
/5 °
О а,
»я ^
g ^
ад ^
>я «
3 I—
в л
н 35
ад ад
о VO
X >ъ
X ч
сад ад
ад л
ад о
о Ч
С
2 С
со 03
сад
gS
£ к
£•*
u ;>»
03 £*
33 н
ад
S 33
ад о
ад в
х
х a
ад s
§1
ад я
о ад
зз s
ад я
if«
|э 2.
G >» со
О сад с
к
*
oq
о
ад
ад
ю
о
сч
ю
ад
X
ад
X
я
vo
>>
я
VO
>>
ч
U
ч
с_
ад
ад
я
X
о
с
о
X
;>»
сад
ч
ад
S
ад
Ч
ад
ч
ад
О
Я
о s
В ад
ад £
с? g
ад я
ч
ад я
°« S
е g
О сад
к
*
к
ю
СО
О
к
ад
х
ад
Сч:
ад ^
за
с-1
О
ч
VO
ч
о
сад
»я
я
a
»Я
н
О
о
ю
VO
ч
й
X
>*
сад
о
ч
Е
2£
cN
о
о
с^
.1.
ю
1
о
т
о
со
я
о
я
о
ю
я
Ю
ч
сад
о
н
сад
о
Е
ад
X
я
\о
, ^
ч
Е-,
о
ад
X
X
X
3
3
X
X
X
X
ад
Ч
сад
О
ад
Ч
я
о
о
сад
я
Я
ад
X
ч
о
ад
ю
а.
й
‘ X
о
3:
о
X
сад н
я
а
о
о
ад
X
сад х
сад.
х
ад
н
ах
а
о
о
я
а.
с
к-
X
и
к
130

9*
131
2,2±0,2 Морской район
Диэлектрическая постоянная ^ Материковый район

ного от камней при углах фазы ~ 120°, составляет 30%.
Плотность одного из разбитых камней в материковой области
измерена и равна 2,8±0,4 г/см3, прочность одного из разби¬
тых камней не превышает 200 н/см2. Крупные камни кон¬
центрируются преимущественно близ валов кратеров на рас¬
стоянии до 1 радиуса кратера, и частично внутри кратеров.
С увеличением глубины грунт имеет более темный цвет, пре¬
обладающим цветом является серый, в т. ч. и поверхностно¬
го слоя (11). Характер поляризации близок к известному по
наземным наблюдениям. Одно из изображений лунной по¬
верхности, полученной телекамерой аппарата Surveyor VI
после того, как он совершил маневр по перемещению, по¬
казывает, что грунт, несколько взрыхленный при работе дви¬
гателя, имеет более темную окраску, чем поверхностный слой.
Выдвинуто предположение, что это объясняется обратимым
обесцвечиванием поверхностного слоя под воздействием ко¬
ротковолнового излучения Солнца. Слегка красноватая окра¬
ска лунной поверхности, возможно, определяется ионами трех¬
валентного железа. Под воздействием солнечной радиации
соединения Fe+3 превращаются в соединения Fe+2, что при¬
водит к видимому обесцвечиванию пород. Поскольку, грунт,
отброшенный ковшом-захватом аппаратов Surveyor III и
VII, не проявил никаких признаков посветления в течение
около полутора десятка дней, было сделано предположение,
что постоянная времени реакции обесцвечивания должна быть
минимум 1 год. На основании данных, полученных аппарата¬
ми Surveyor, сделаны выводы, что светлый слой имеет тол¬
щину в несколько частиц, а участки поверхности комков
лунного грунта, которые все время находятся в тени, име-
лот более темную окраску, чем участки, подвергающие¬
ся облучению солнечным светом. При этом химический со¬
став светлого поверхностного слоя такой же, как и у более
темных подстилающих слоев. При воздействии струй исте¬
кающих газов реактивных сопел и двигателя в грунте не
образовалось глубоких кратеров и воронок, но было отме¬
чено небольшое облачко пыли, поднятой с поверхности.
Глубина образовавшихся при работе двигателя кратеров не
превышает нескольких сантиметров. Выброса лунного грунта
при посадке аппаратов и вымывания его при работе двига¬
телей не было отмечено. Исследования a-анализато¬
ров позволили определить химический состав и процентное
содержание элементов в различных по характеру поверх¬
ности местах посадки аппаратов. В таблице И приведены ре¬
зультаты исследований a-анализатором для различных об¬
разцов пород (5,27).
Состав пород близок к составу базальта; содержание Fe
относительно велико в морских участках и мало в материко¬
вой области. Содержание свободного железа, собираемого
132

Таблица 11
Содержание в атомных °/,
6 (вместах посадки аппаратов)
Химические
элементы
Surveyor V
(Море Спокойствия — мор¬
ской район)
Surveyor VI
(Центральный
Surveyor VII
(Кратер Тихо—ма¬
териковый район)
о Образец № 1
Образец № 2
залив — морской
район)
Образец №• 1
С
О
Na
Mg
А1
Si
Группа Са ^
(А=30ч-47) 1
Группа Fe (
(А=47ч-65)1
<3
58 + 5
<2
3 + 3
6,5 + 2
48,5 + 3
13±з|
<3
56 + 5
<2
3 + 3
6,5 + 2
19 + 3
13±3
<2
57+5
<2
3 + 3
6,5 + 2
22 ±4
6 + 2
5 + 2
<2
58 + 5
<3
4 + 3
9 + 3
18 ± 4
6 + 2
2± 1
магнитом, менее 0,25% (по объему), что также согласуется <
составом базальтов. Температуры поверхности днем'близка
к тем, которые получаются при измерениях с Земли. Ве¬
личина параметра тепловой инерции (/срс)-1/2 несколько ни¬
же, чем по данным земных измерений, и близ кратера Ти¬
хо примерно вдвое ниже, чем в морских районах. Данные до-
плеровского радионаблюдения аппаратов позволяют уточ¬
нить фигуру Луны и теорию ее движения. На поверхности
Луны уровень радиации невысокий и не представляет опас¬
ности для высадившихся на поверхность Луны космонавтов.
Техническими 'результатами осуществления программы
Surveyor ^являются следующие: отработаны бортовые систе¬
мы; система, обеспечивающая мягкую посадку аппарата,
оказалась достаточно эффективной; полеты аппаратов Sur¬
veyor показали эффективность системы коррекции траекто¬
рии, обеспечивавшей встречу аппарата с Луной с отклоне¬
нием от центра заданного района не более 16 км (11); уста¬
новлено, что излучение радиолокаторов отражается от по¬
верхностного слоя грунта, а не от слоя, лежащего на некото¬
рой глубине; при прохождении радиолокационного излучения
через факел двигателей эффективность радиолокаторов не
уменьшается.
По заявлению директора Лаборатории реактивного дви¬
жения д-ра У. Пикеринга, программа Surveyor — одна из на¬
иболее успешных космических программ США. В результате
исследований, проведенных аппаратами Surveyor, была
подтверждена правильность инженерных решений, заложен¬
ных в конструкцию лунной кабины корабля Apollo.
133

Библиография
1. Apollo role seen for next four Surveyors. cTechnol. Week», 1967, 20, № 17,
19, 1967, 12.62.87
2. Attempt may be made to move Surveyor В after it lands on lunar surfa¬
ce. «Mussile/Space Daily», 1066, 21, № 9, 58, 1967, 6.62.94
3. A vernier engine... «Flight Internat.», 1967, 92, № 3055, 542.
4. В e 1 ler W. Twelve Surveyors now planned for Moon exsploration. «Mis-
siies and Rockets», 1962, 10, № 33, 18, 21—22 24—25, 1963, 4.51.647
5. Cortright E. M. Man’s progress toward the Moon. «Report presented
at the Eighth International Technical and Scientific Congress on Space,
Roma, Italy, April, 1968.»
6. Heather M. D. Voyager to avoid Surveyor errors. «Missiles and Ro¬
ckets», 1965, 16, № 111, 16
7. Dobriner R. I-st Surveyor launch slips in to early 1966. «Electron.
Design», 1965, 13, № 23, 6—9
8. D u 1 b e г g e г L. H. Well-logging technique to probe Moon. «Electronics»,
1962, 35, N2 23, 28—29, 1963, 1.51.631
9. House seeks Titan III С for Surveyor. «Missiles and Rockets», 1965, 16,
№ 19, 7
10. Hughes vernier engines. «Interavia Air Letter», 1967, N2 6352, 6.
Ы. Hunter G. S. Last Surveyor to study lunar highlands. «Aviat. Week
and Space Technol.», 1967, 87, № 26, 40—41, 1968, 6.62.145
12. Hunter G. S. Surveyor recives earth laser beams. «Aviat. Week and
Space Technol.», ,1968, 88, N2 5, 27, 1968, 8.62.80
13. Isotope power for lunar rover. «Missiles and Rockets», 1964, 15, № 2, 27
14. IPL abandons Surveyor photo attempts. «Aviat. Week and Space Te¬
chnol.», 1966, 85, № 3, 21, 28, 1967, 1.62.52
15. Ladnorg U. Surveyor 3. «Flugwelt—Internat.», 1967, 19, № 10, 699—
701, 1968, 3.62.64
16. Last-ditch attempt to salvage Surveyor. .«Missile/Spaoe Daily», 1966, 21,
N2 15, 99
17. Launch activity. Surveyor 7. «Aerospace Technol.», 1968, 21, № 15, 12
18. Lunar and planetary projects U. S. A. «Interavia Air Letter», 1960,
N2 4604, 1—2
19. Lunar surface can support Apollo LEM. «Technol. Week», 1966, 18, № 25,
17, 1966, 11.62.389
20. Mason J. F., Wallace W. B. Surveyor program under attack. «Ele¬
ctronics», '1965, 38, № 23, 155—158, 1I6O—161, 163, 1966, 4.62.166
21. Moon landing measurements. «I. Environmental Sci.», 1966, 9, № 6, 20—
21, 1967, 6.62.57
22. NASA drops roving vehicle for Surveyor. «Interavia Air Letter», 1965,
N2 5797, 3
23. News digest. «Aviat. Week and Space Technol.», 1065, 82, № 16, 37
24. N 0 r m у 1 e W. J. Surveyor success to alter future flights. «Aviat. Week
and Space Technol.», 1966, 85, № 2, 94—96, 1966, 12.62.126
25.	Pay R. Surveyor program	leapfrogs ahead. «Missiles and	Rockets»,	1966,
18, N2 23, 14—16, 1966,	11.62.66
26.	Ranger shows no changes needed in Surveyor	design.	«Missiles	and
Rockets», 1064, 15, № 11, 73—76
27. Scientists study data linking Earth, Moon. «Aviat. Week and Space Te¬
chnol.», 1967, 87, N2 15, 29—30, 1968, 3.62.229
28.	Scoop nudges Surveyor’s soil analyzer to lunar	surface.	«Aviat.	Week
and Space Technol.», 1968, 88, N2 4, 22—23, 1968. 7.62.252
29. Scott R. F. Soil mechanics surface sampler experiment for Surveyor.
«J. Geophvs. Res.», 1967, 72, № 2, 827—830, 1967, 8.62.400
30. Soil test indicates clear vision for astronauts in lunar landing. «Aviat.
Week and Space Technol.», 1967, 87, N2 22, 23. 1968, 6.62.209
31. Stone Jv Surveyor 5 lunar chemistry data studied. «Aviat. Week and
Space Technol.», 1967, 87, № 12, 28—29, 1968, 6.62.205
134

32. Stone I. Surveyor lunar space-craft has varied approaches. «Aviat. We¬
ek and Space Technol.», 1961, 74, № 5, 50—51, 53, 55—56, 1962, 6.51.610
33. Surveyor 1 and Gemini GT—9. «Interavia», 1Ш66, 21, № 7, 993,
1966, 11.62.85
34. Surveyor 3 described. «Flight Internat.», 1967, 91,	№	3033,	679—680,
1967, 9.62.145
35. Surveyor 3 enters lunar night. «Aviat. Week and Space Technol.», 1967,
86, № 19, 27, 1967, 11.62.62
36. Surveyor 7 findings. «Flight Internat.», 1968,93, №3079, 387, 1968,8.62.218
37. Surveyor: first test mission. «Space World», 1966, NC—7—33, .12—20,
1967, 2.62.45
38. Surveyor 6 «hopscotch». «Flight Internat.», 1967, 92, № 3064, 924.
1968, 5.62.72
39. Surveyor 7 investigates lunar highlands. «Aviat. Week and Space Те-
chnol.», 1968, 88, № 3, 32—33. 1968, 7.62.104
40. Surveyor landing close to nominal. «Missile/Space Dailv», 1966, 20, № 42,
302
41. Surveyor E (5) launched. «Interavia Air Letter», 1967, № 6334, 5
42. Surveyor lunar transfer maneuver tests slated for AC-5; 6. «Missile/Spiace
Daily», 1965, 11, № 6, 41—42. 1965, 10.62.118
43. Surveyor 6 maneuver. «Aviat. Week and Spaoe TechnoL.», 1967,	87,
№ 20, 31
44. Surveyor may be chosen for planetary lander role. «Aerospace Technol.»,
1968, 21, № 16, 17. 1968, 9.62.158
45. Surveyor I mission report. Part II. Scientific data and results. «Techn.
rep., 1966, 32—1023, JPL, Calif. Inst, Techn., Pasadena, Calif.»
46. Surveyor III mission report. Part II. Scientific results. «Techn. rep., 1967,
32—lili77,	JPL,	Calif.	Inst.	Techn.,	Pasadena,	Calif.»
47. Surveyor V mission report. Part II. Science results. «Techn. rep., 1967,
32—1246,	JPL,	Calif.	Inst.	Techn.,	Pasadena,	Calif.»
48. Surveyor VI mission report. Part II. Science results. «Techn. rep., 1968,
32—1262,	JPL.	Calif.	Inst.	Techn.	Pasadena,	Calif.»
49. Surveyor VII mission report. Part II. Science results. «Techn. rep., 1968,
32—«1264,	JPL,	Calif.. Inst.	Techn.,	Pasadena,	Calif.»
50. Surveyor’s Moon. «Sci. News», 1967, 91, № 22, 517—518, 1967, 12.62.245
51. Surveyor 3 on the Moon. «Sky and Telescope», 1967, 33, № 6, 361—363,
1967,	12.65.S5
52. Surveyor photographs lunar sunset; faces extreme cold. «Missile/Space
Daily», 1966, 19, № 32, 250, 1966, 12.62.62
53. Surveyor’s pictures bolster LEM plans. «Aviat. Week and Space Tech¬
nol.»,	1966, 84, №	'23, 27—29,	1967,	1.62.51
54. Surveyor progress and plans for Surveyor 2 and 3. «Flight Internat.»,
1966,	90, №	2993,	11)6—117
55. Surveyor retro rockets tested. «Interavia Air Letter», 1966, № 5936, 5
56. Surveyor 3 sends lunar surface photos. «Aviat. Week and Space Technol.»,
1067,	86, №	17, 30—31, 1967,	10.62.63
57. Surveyor soft lands on Moon. «Flight Internat.», 1966, 89, № 2987, 983—
985. 1966, 11.62.65
58. Surveyor 6 soft lands on Moon. «Interavia Air Letter», 1967, № 6379, 4,
1968,	4.62.72
59. Surveyor 7 soft lands on the Moon. «Interavia Air Letter», 1968, № 6419,
8, 1968,	6.62.76
•60. Surveyor team lesorts to engineering tests as hopes for lunar landing die.
«Missile/Space Daily», 1966, 21, № 16, 106
61. Surveyor В this week. «Flight Internat.», 1966, 91, № 3002,	533,
1967, 1.62.54
'•62. Surveyor throttleable engines successfuly tested via radar command.
«Missile/Space Daily», 1966, 17, № 23, 185
«63. Surveyor В to attempt second Moon landing. «Interavia Air Letter», 1966,
№ 6085, 5
135

64.., Surveyor. 5 to test Moon’s .surface composition. «Sky and Telescope», 1967.
34, № 4, 217—216
65. Surveyor: nsefiilnfess is questioned. ~ «Missiles and Rockets», 1962, 10,
№ 25, 9
66. The fifth Surveyor lunar exploration. «Interavia», 1967, 22, № 10, 1478
67. The perfect Surveyor mission... «Electronics», 1968, 41,-№' 1, 165
68. The surface of the Moon. «New Scientist», 1967,	36, № 566, 77—78r
1968, 4.62.217
69. The Surveyor	mission.	«Flight Internat.»,	1967,	92,	N°	3054,	500—50 Ц
1968, 3.62.65	:	ё-
70. T и г к e v i с h	A.	L., et	al. Chemical analysis	of	the	Moon at	the Surveyor
VII landing site: preliminary results. «Science», 1968, 162, № 3849, 117—
118, 1969, 2.62.206
71. Us rroonshot is good busines. «Electron. Weekly», 1966, N° 301, 5
72. U. S. soft landing test. «Flight Internal», 1966, 89, N° 2971, 283
73. Watkins H. D. First Surveyor ready for limited mission. «A vial Week
and Space Technol.», 1966, 84, № 1-3, 79, 82—84, 87--88, 1966, 11.62.64
74. Watkins H. D. Lunar Tocks loom us hazard to Apollo. «Aviat. Week
and Space Technol.», 4966, 84, № 24, 26—30
75. Watkins H. D. Surveyor 1 prompts confidence, caution. «Aviat. Week
and Space Technol.», 1966, 84, N° 26, 60—61, 64, 67—69, 72, 1967, 2.62.48
76. W a 11 s R. N., J r. How Surveyor 5 was saved. «Sky and Telescope»,
1967, 34, №	5,	305—'307. 1968, 4.62.68
77. Watts R. N., Jr. Pictures from the Moon. «Sky and Telescope», 1966,,
32, № l, 16—20, 1966, 11.62.67

V. ИЗУЧЕНИЕ ЛУНЫ
И ОКОЛОЛУННОГО ПРОСТРАНСТВА
ПО ПРОГРАММЕ LUNAR ORBITER
1. Программа создания космических аппаратов Lunar Orbiter
В рамках программы Apollo NASA планировало изучение
лунной поверхности космическим аппаратом, (выводимым на*,
селеноцентрическую орбиту. Изучение лунной поверхности
предполагалось провести в районах, намечаемых для посадки
лунной кабины корабля Apollo. Первоначально для этой цели
планировалось использовать вариант космического аппарата
Surveyor (Surveyor В), выводимого на селеноцентрическую
орбиту, получить телевизионные изображения лунной поверх¬
ности и 'провести исследования окололунного пространства.
В связи с сокращением бюджета NASA на 1964 г. руководство
NASA приняло решение отказаться от разработки аппарата
Surveyor В. Это объяснялось и тем, что для запуска этих
аппаратов предполагалось использовать ракету-носитель At-
las-Centaur, находившуюся в 1964 г. в стадии отработки, а
аппараты Lunar Orbiter проектировались в расчете на более
дешевую и полностью отработанную ракету-носитель Atlas-
Agena D. Для решения указанных задач в августе 1963 г.
NASA приняло решение о создании менее сложного и более
дешевого аппарата LOPP (Lunar Orbiter Photographic Pro¬
ject— проект выводимого на селеноцентрическую орбиту ап¬
парата с фотооборудованием), получившего впоследствие наи¬
менование Lunar Orbiter. Руководство разработкой и изготов¬
лением аппаратов Lunar Orbiter NASA возложило на Научно-
исследовательский центр им. Лэнгли. В 1963 г. Центром
Лэнгли был объявлен конкурс на получение контракта, пре¬
дусматривающего разработку аппарата Lunar Orbiter (31).
В конкурсе участвовало 5 фирм. На первом этапе были ото¬
браны проекты Boeing Со. и Hughes Aircraft Со. Проекг
337

Boeing Co. предусматривал создание аппарата с ориентацией
по трем осям, а проект Hughes-Aircraft Со. — аппарата, ста¬
билизируемого вращением. В результате рассмотрения про¬
ектов был заключен контракт в размере 60 млн. долл. с Boe¬
ing Co., хотя стоимость его реализации была почти вдвое боль¬
ше. Такой выбор объясняется тем, что в проекте Boeing Со.
предусматривались более эффективные меры по обеспечению
надежности аппарата и обеспечивалась более точная ориента¬
ция аппаратов, основным назначением которых является
фотографирование лунной поверхности (2). Контрактом
предусматривалось, что за каждый успешный запуск фирма
'будет дополнительно получать 5,3 млн. долл. Предполагалось
создание 10 летных образцов, но впоследствии принято ре¬
шение изготовить 8 образцов: три экспериментальных аппа¬
рата для наземных испытаний и 5 летных аппаратов (9). Из¬
готовление экспериментальных образцов началось в сентябре
1964 г. на заводе Boeing Со. в г. Сиэтле, а летных образцов —
во второй половине 1965 г. В 1964 г. число сотрудников
Boeing Co., участвовавших в разработке аппарата, достигло
1200 человек, в том числе 800 человек, освобожденных от
всех прочих работ. При проектировании аппарата Lunar Or¬
biter выбиралось бортовое оборудование, проверенное в по¬
лете или в ходе длительных наземных испытаний. Система
энергопитания, включающая солнечные элементы и никель-
кадмиавые батареи, успешно использовалась на спутниках
Relay, TIROS и космическом аппарате Ranger. Аппарат и
комплектующие системы проходили длительные наземные ис¬
пытания. В ноябре 1965 г. изготовлен первый эксперименталь¬
ный образец аппарата для наземных испытаний, которые пре¬
дусматривали имитацию теплового режима при полете аппа¬
рата к Луне и обращении по селеноцентрической орбите.
В январе 1966 г. в Центре космических исследований Boeing
Со. начались испытания экспериментального образца в тер¬
мобарокамере высотой 15,2 м. В камере создавался вакуум,
соответствующий высоте 180 км, и температуры в диапазоне
от минус 149° до плюс 121° С. Испытания продолжались око¬
ло трех недель, изучалась работоспособность системы фото¬
графирования— было осуществлено фотографирование, обра¬
ботка пленки и передача изображений. Испытания корректи¬
рующего двигателя проводились в имитированных высотных
условиях на испытательной станции Boeing Со. в г. Тьюлалип.
Для перевозки аппаратов Lunar Orbiter с завода в г. Сиэтле
на м. Кеннеди использовались специальные фургоны, в кото¬
рых аппараты размещаются на амортизирующем подвесе,
снабженные системой кондиционирования, обеспечивающей
заданную температуру и влажность. Стоимость пяти фурго¬
нов— около 236 тыс. долл. Этапы осуществления программы
приведены ниже.

2. Космический аппарат Lunar Orbiter I (Lunar Orbiter A)
Основная цель запуска (6, 10, 36) —отработка программы
выведения аппаратов Lunar Orbiter на селеноцентрическую
-орбиту и перевода аппаратов с одной орбиты ;на другую..Ап¬
парат Lunar Orbiter предназначался для решения задач по
фотографированию 9 участков экваториальной зоны лунной
поверхности с целью определения их пригодности для посад¬
ки лунной кабины корабля Apollo (для посадки были выбра¬
ны участки в полосе, ограниченной селенографическими ко¬
ординатами 5° с. ш., 5° ю. ш., 45° з. д., 45° в. д.; общая длина
полосы фотографирования — 2580 км, ширина—193 км)\ изу¬
чения радиационной и метеорной обстановки по трассе полета
и в районе Луны; определения параметров гравитационного
поля Луны и испытания бортового оборудования.
Типовая программа полета ракеты-носителя Atlas-Agena D
и вывода аппаратов на траекторию полета к Луне для всех
аппаратов аналогична. Программой предусматривается вывод
II ступени с аппаратом на промежуточную круговую орбиту
высотой 185 км, по которой она обращается 20—35 мин. 'Пос¬
ле повторного включения двигателя II ступени, который рабо¬
тает 92 сек., и отделения аппарата от ступени, аппарат пере¬
водится на траекторию полета к Луне. Затем (через 30 сек.)
развертываются панели с солнечными элементами и антенны
и аппарат ориентируется таким образом, чтобы панели были
направлены на Солнце, а остронаправленная антенна на Зем¬
лю. Для вывода аппарата на селеноцентрическую орбиту
предусматривается проведение 2-х коррекций на среднем
участке траектории: первая через 15 час., вторая —через
70 час. после старта. Через 89,5 час. 'после старта на расстоя¬
нии 885 км от Луны включается на 9,5 мин. двигательная
установка, осуществляющая перевод аппарата на начальную
селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 200 км и
апоселения — 1850 км, наклонением орбиты к плоскости лунно¬
го экватора 12° и периодом обращения 3,5 час (32, 45). Для
проверки работы фотоустановки фотографирование первона¬
чально производится с этой орбиты. Через 3—8 суток после
вывода на начальную орбиту, после того как подтвердится,
что значительных аномалий в гравитационном поле Луны
нет, двигательная установка переводит аппарат на орбиту с
высотой периселения 4СН50 км, при этом апоселений почти
не меняется. После перевода на эту орбиту начинается про¬
граммное фотографирование выбранных участков лунной по¬
верхности (53). Фотографирование продолжается в течение
недели. Часть полученных снимков обрабатывается на борту
аппарата и после сеансов фотографирования передается на
Землю для экспресс-анализа. Основная же часть снимков
обрабатывается и передается на Землю по окончании сеан¬
139

сов фотографирования, для чего требуется еще несколько не¬
дель (5). После передачи снимков аппарат в течение несколь¬
ких месяцев используется для изучения метеорной и радиа¬
ционной обстановки в районе Луны, гравитационного поля
Луны, юстировки наземных станций командно-измерительного
комплекса слежения по программе Apollo и испытаний бор¬
тового оборудования. Расчетная продолжительность активно¬
го существования аппарата — 1 год. После почти полной вы¬
работки запаса сжатого азота в системе ориентации, с Земли
подается команда на включение двигательной установки для
торможения аппарата, что приводит к его падению на Луну.
Операция по уничтожению аппаратов предусмотрена для то¬
го, чтобы освободить частотный диапазон, в котором ведется
с ним связь.
Запуск аппарата Lunar Orbiter А произведен 10 августа
1966 г. в 19 час. 26 мин. 0,7 сек. со стартового комплекса
№ 13 м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas-Agena D. Двига¬
тель II ступени, проработав 154,2 сек., вывел ее с аппаратом
на промежуточную круговую орбиту высотой 185 км, по кото¬
рой они обращались 28 мин, после чего двигатель был вклю¬
чен вторично и проработал 88,4 сек, и аппарат вышел на тра¬
екторию полета к Луне (1). После выхода аппарата Lunar
Orbiter А на траекторию полета к Луне он получил название
Lunar Orbiter I, по международной системе обозначение
1966-73А. Через 49 мин. после старта солнечные датчики за¬
хватили Солнце и была проведена ориентация аппарата. За¬
хват Канопуса не удался и ориентация аппарата перед кор¬
рекцией проведена по Луне датчиком Канопуса. Этот отказ
объясняется тем, что в поле зрения датчика попадал отражен¬
ный свет от всенаправленной антенны, «ослепляющий» его
чувствительные элементы. Для вывода аппарата на селено¬
центрическую орбиту предусматривалось проведение 2-х кор¬
рекцией траектории. Проведенные расчеты показали, что без
коррекции траектории аппарат прошел бы мимо Луны на
расстоянии 9000 км. 12 августа в 00 час., когда аппарат нахо¬
дился на расстоянии 200 000 км от Земли, проведена коррек¬
ция траектории. От проведения второй коррекции руководство
полета отказалось ввиду того, что первой коррекцией были
обеспечены расчетные параметры траектории полета аппара¬
та к Луне. 13 августа при подлете к Луне датчик захватил
Канопус и маневры аппарата перед проведением коррекции
по переводу на начальную селеноцентрическую орбиту про¬
изводились с использованием ее в качестве опорного светила.
14 августа в 15 час. 34 мин. была включена двигательная
установка и аппарат выведен на начальную селеноцентриче¬
скую орбиту (в скобках указаны расчетные значения) (20) :
высота периселения — 203 км (200), апоселения— 1847 км
(1850|), наклонение—12,14°	(12,04),	период обращения —
3 час. 37 мин. 35 сек. (3 час. 36 мин. И сек.).
140

15 августа, на 6-ом витке, для проверки бортового и на
земного оборудования проведена пробная передача изображе
ний, заложенных в фотоустановку на Земле. Пробный сеанс
представлял собой 18-минутную передачу черных и серых то*
нов, геометрических фигур и имитаций изображений Луны
Переданные с аппарата сигналы были приняты станциями
слежения в Голдстоуне и Робледо-де-Чавела. Во время проб¬
ного сеанса переданы 34 кадра пленки, которая была прояв¬
лена и обработана перед запуском, а затем помещена в фото¬
установку. Эти испытания прошли успешно. 18 августа в
15 час. 42 мин., на 26 витке, началось фотографирование поло¬
сы шириной 149 км, простиравшейся от 86° в. д. до 94° в. д.
Перед сеансом фотографирования аппарат был ориентирован
поворотами по крену на 3,6°, рысканию на 12,15° и тангажу
на 8,1°. Повороты совершались со -скоростью 0,5 град/сек, а
интервалы между маневрами 'равнялись 51,2 сек. Всего сде¬
лано 20 пар снимков, в т. ч. первый снимок обратной сторо¬
ны Луны, которые передавались на Землю с 18 по 21 августа
(27). Высота Солнца над горизонтом во время съемки состав¬
ляла 20° (24). Съемка производилась в период прохождения
аппаратом периселения. Изображения, полученные камерой
11, были смазаны из-за неисправности устройства, компенси¬
рующего сдвиг изображения. 21 августа в 7 час 50 мин была
включена двигательная установка и аппарат перешел на но¬
вую орбиту с высотой периселения 58 км, апоселения 1847 км
и наклонением 12,32°. Перед включением двигательной уста¬
новки аппарат был ориентирован поворотами по крену на 33,4°
и по тангажу на 25,3° (45). Первоначальной программой
предусматривалось фотографирование 10 участков поверхно¬
сти Луны, но затем число участков было сокращено до 9.
В таблице 12 приведены координаты участков, которые долж¬
ны были быть сфотографированы в соответствии с первона¬
чальной программой. Участки №№ 1—9 фотографируются с
целью выяснения возможности посадки лунной кабины ко¬
рабля Apollo, а участки №№ 3—10 — посадки аппаратов Sur¬
veyor. В дальнейшем программа фотографирования была из¬
менена. Новой программой предусматривалось фотографиро¬
вание участков №№ 1-^-7, а вместо участков №№ 8-И0 были
выбраны участок № 8.1 с центром в точке с координатами
3° ю. ш. и 36°30' з. д. и участок № 9.1 с центром в точке с
координатами 2°21' ю. ш. и 43°22' з. д. Участок № 9.1 пред¬
ставлял также интерес в связи с тем, что на нем совершил
посадку аппарат Surveyor I (6). На рис. 31 показаны районы
лунной поверхности, выбранные для фотографирования аппа¬
ратом Lunar Orbiter I. По заявлению руководства NASA
участок будет признан пригодным для посадки лунной ка¬
бины корабля Apollo, если в его пределах будут обнаружены
площадки размером 7X7 км, имеющие наклон не более 7° и
141

Таблица 12
№№
участ¬
Селенографические координа¬
ты центра участка
Примечание
ков
широта
долгота
1
0°50' ю. ш.
42°20' в.
Д.
Морской район, включает часть Моря
Изобилия (один из районов посадки,
лунной кабины корабля Apollo)
2
0°10' ю. ш.
36°00' в.
д-
Плато вдоль западного побережья Моря-
Изобилия.
3
0°20' ю. ш.
24°50' в.
Д.
Морской район, охватывает южную часть
Моря Спокойствия.
4
0°00'
12°50' з.
Д.
Плато на экваторе между кратерами.
Теон Старший и Годен.
5
0°25' ю. ш.
Г20' з.
д.
Морской район, охватывает южную часть
Центрального залива
6
4°00' ю. ш.
2°50' з.
д.
Плато с кратерами Шпорер и Фламма-
рион.
7
3°45' ю. ш.
22°45' з.
д.
Морской район, расположен в Океане
Бурь.
8
3°00' ю. ш-
3б°30' з.
д.
Район в Океане Бурь.
9
3°15' ю. ш.
43°50' з.
д.
Район в Океане Бурь.
10
3°40' ю. ш.
50°05' з.
д.
Район в Океане Бурь.
не имеющие «ям» и «камней» с поперечными размерами бо¬
лее 2 ж и глубиной (высотой) более 0,5 м (10). В полете ап¬
парата Lunar Orbiter I были получены снимки камерой L
Рис. 31. Участки поверхности Луны, выбранные для
фотографирования (участки обозначены арабскими
цифрами; участок 8.1 —цифрой 8, участок 9.1 —
цифрой 9). А — расчетная орбита аппарата Lunar
Orbiter I; Б — район посадки лунной кабины кораб¬
ля Apollo (5° с. ш., 5° ю. ш., 45° в. д., 45° з. д.).
I — место посадки станции Луна-9; II — место паде¬
ния станции Луна-8; III — место падения станции
Луна-7; IV — место падения станции Луна-2; V —
место падения аппарата Ranger VI; VI — место па¬
дения аппарата Ranger VIII; VII — место посадки
аппарата Surveyor I; VIII — место падения аппарата
Ranger VII; IX — место падения аппарата Ranger IX.
142

Привязка этих снимков к лунной поверхности возможна с-
точностью около 200 м, т. к. точность определения положения
аппарата 'в момент съемки—±30 м, а точность включения
камеры—±0,1 сек. (45).
Фотографирование производилось вскоре после восхода
Солнца в данном районе, чтобы по длине тени можно была
определить размеры мелких элементов рельефа. Каждый
участок предполагалось сфотографировать 16 раз, а участок.
№ 9.1 — 32 раза. 22 августа с высоты 58 км сделано 2 серии
снимков участков №№ 1 и 2. Из-за неисправности устройства
для компенсации сдвига изображения снимки, сделанные ка¬
мерой II, получились смазанными (при пробной съемке с вы¬
соты 1500 км без использования компенсирующего устройст¬
ва снимки, сделанные камерой II, имели удовлетворительное
качество). Каждая серия состояла из 32 снимков, полученных
обеими камерами. В тот же день началась передача этих
снимков на Землю. 23 и 24 августа были получены 2 снимка
Земли с селеноцентрической орбиты, а 25 и 26 августа они
переданы и приняты станцией в Робледо-де-Чавела. Получен¬
ные снимки являются первыми, на которых Земля зафикси¬
рована в ее серповидной последней четверти. С помощью этих,
фотографий возможно установить, как наличие атмосферы
сказывается на терминаторе и насколько земной терминатор
отличен от лунного, который из-за отсутствия на Луне атмо¬
сферы представляет собой очень четкую линию. Предполага¬
емая причина неисправности компенсирующего устройства —
подавление посторонним сигналом сигнала, идущего в ком¬
пенсирующее устройство от датчика «высота — скорость».
Для устранения этого было принято решение перевести аппа¬
рат на орбиту с более низким переселением, что, как предпо¬
лагалось, должно привести к увеличению силы сигнала от
датчика «высота — скорость», а это должно подавить по¬
строенный сигнал. 25 августа в 17 час. 0,1 мин. была включе¬
на двигательная установка и аппарат перешел на более низ¬
кую орбиту с параметрами (в скобках указаны параметры до
маневра): высота периселения 39,6 км (49), апоселения —
1818 км (1855), наклонение—12,32°, период обращения —
3 час. 30 мин. Однако, съемка с меньшей высоты не привела
к улучшению качества снимков, полученных от камеры II.
В частности, не удалось получить снимки участка № 9.1 с раз¬
решающей способностью, достаточной для того, чтобы разли¬
чить аппарат Surveyor I и выяснить, имеются ли на сфото¬
графированных участках «ямы» и «камни», которые могут
препятствовать посадке лунной кабины Apollo. Всего получе¬
но 32 снимка участка № 9,1. К 26 августа аппарат принял
с Земли 1917 команд и выполнил 108 различных маневров.
Было получено 138 пар снимков, в том числе 2 снимка Земли
и 15 снимков обратной стороны Луны, из них было передана
143.

22 пары снимков. 29 августа в 13 час. 23 мин. на 57 витке
фотографирование было завершено. Всего от двух камер по¬
лучено 212 нар снимков, охватывающих площадь около
5,2	млн. км2. Каждая пара снимков -включает в себя снимок
камер I и II. С низкой селеноцентрической орбиты отснято
9 участков поверхности Луны: 8 участков с целью оценки их
пригодности для посадки лунной кабины корабля Apollo и
девятый, на котором совершил посадку аппарат Surveyor I,
для получения его изображения. К моменту завершения фото¬
графирования аппаратом выполнено 2597 команд и совершено
176 маневров. Точность выполнения маневров была достаточ¬
но высокой, это объясняется тем, что уход гироскопов дости¬
гал 0,4 град/час (расчетная величина—1 град/час) (8). Из
9 участков поверхности, сфотографированных аппаратом, наи¬
более безопасным для посадки лунной кабины корабля Apollo
является участок № 9.1. Этот участок имеет более ровную
поверхность (14 кратеров на 1 км2), чем остальные 8 участ¬
ков (17 кратеров на 1 км2)\ но и на этом участке имеются
камни размером до 30 м, что делает его не очень пригодным
для посадки лунной кабины (17). 16 сентября передача сним¬
ков на Землю завершилась.
Предполагалось, что аппарат Lunar Orbiter I, выведенный
на орбиту с высотой периселения 39,6 км, будет обращаться
вокруг Луны в течение 6 месяцев. До момента падения аппа¬
рата на Луну осуществлялось слежение за ним, производился
прием телеметрической информации и данных от датчиков
микрометеоров и радиации (8). За 8 недель полета (до 9 ок¬
тября) вокруг Луны детекторы не зарегистрировали ни одно¬
го пробоя метеорным телом (45). 29 октября в 12 час 25 мин.
произведена операция по уничтожению аппарата Lunar Orbi¬
ter I, чтобы его сигналы не мешали связи с аппаратом Lunar
Orbiter В, запуск которого планировался на ноябрь 1966 г.
По команде с Земли была включена двигательная установка,
аппарат сошел с орбиты, а через 1 час 05 мин после вклю¬
чения двигательной установки упал на невидимую сторону
Луны (40). Место падения имеет координаты: 6042' с. ш. и
162° в. д. (расчетное значение). Всего до падения аппарат
совершил 527 оборотов вокруг Луны. По заявлению предста¬
вителей NASA основной задачи аппарат Lunar Orbiter I не
выполнил. Однако американские астрономы считают, что ап¬
паратом только за первые 7 дней обращения по селеноцен¬
трической орбите получено и передано на Землю больше дан¬
ных о Луне, чем было получено при наблюдении с Земли за
последние 50 лет.
С использованием бортового передатчика проведена экспе¬
рименты по бистатической радиолокации поверхности Луны
(метод радиолокационных исследований небесных тел, при
котором передатчик устанавливается на космическом аппара¬
J44

те, а приемник—на Земле; если приемник и передатчик рас¬
положены на Земле, то метод радиолокации называется моно-
статическим). Американские ученые считают, что метод бие-
татической радиолокации открывает путь к двумерному ме¬
тоду картографирования Луны и ,планет. Это предполагается
обеспечить следующим образом. Одна серия сигналов может
передаваться с аппарата, отражаться от Луны (планеты) и
приниматься на Земле. Другая группа сигналов может быть
послана более мощным передатчиком с Земли, затем они, от¬
разившись от Луны (планеты), будут приняты аппаратом и
далее ретранслированы на Землю. Сигналы, посланные пере¬
датчиком аппарата Lunar Orbiter I и отраженные от поверх¬
ности Луны, приняты в то время, когда аппарат находился
почти на экваториальной орбите над кратером Кастнер у
восточного края лунного диска и приближался к своему пе¬
риселению (около 40 км). По заявлению специалистов Стан-
фордского университета, проводивших этот эксперимент, при¬
нятые сигналы были достаточной мощности.
Суммарный (вес аппарата 386,9 кГ (56). Габбариты при
сложенных антеннах и панелях с солнечными элементами:
высота—1,68, поперечный размер — 1,52 ж, а при разверну¬
тых панелях с солнечными элементами и антеннах: попереч¬
ный размер — 5,61 м (по антеннам), 3,96 м (по панелям). На
рис. 32 показана компоновочная схема аппарата Lunar Orbi¬
ter I. Основные конструкционные материалы корпуса — алю¬
миниевые сплавы 7075 и 2219, некоторые элементы конструк¬
ции изготовлены из магниевого сплава, топливные баки — из
титанового сплава, экран, защищающий оборудование от ис¬
текающей струи двигателя, многослойной конструкции —
внешний слой из титанового сплава, средние слои — из сталь¬
ной фольги (нержавеющая сталь 321), алюминиевой фольги,
войлока и рефразила, внутренний слой— из алюминиевого
сплава 7075(21). Теплозащитная оболочка, закрывающая поч¬
ти весь аппарат, изготовлена из чередующихся слоев алю-
минизированного майлара и дакроновой ткани. Корпус аппа¬
рата имеет форму усеченного конуса, верхние и нижние осно¬
вания которого связаны трубчатыми распорками. К нижнему
основанию на шарнирах крепятся 4 панели с солнечными эле¬
ментами и две антенны, разворачиваемые в полете после
сброса обтекателя. Аппарат на ракете-носителе помещен под
обтекателем длиной 4,1 ж и диаметром 1,68 ж. Все служебное
оборудование, кроме двигательной установки и оборудования
системы ориентации, смонтировано на платформе в нижней
части аппарата. Двигательная установка, оборудование си¬
стемы ориентации и защитный экран крепятся к несущей кон¬
струкции в верхней часси аппарата.
Фотоустановка и связанное с ней оборудование расположе¬
ны в контейнере длиной 0,9 ж эллипсообразного сечения 0,6 X
10—6157
145

Рис. 32. Компоновочная схема аппарата Lunar Orbiter I.
I — теплозащитный экран; 2 — солнечный датчик грубой ориентации; 3 — бак;
окислителя; 4 — несущая конструкция; 5 — детектор метеорных частиц;
6 — программно-временное устройство; 7 — всенаправленная антенна; 8 — дат¬
чик направления на Канопус; 9 — инерционный блок; 10 — фотоустановка;
II — основание для монтажа оборудования; 12 — панель с солнечными элемен¬
тами; 13 — объективы фотокамер; 14 — защитная крышка; 15 — параболиче¬
ский отражатель остронаправленной антенны; 16 — бак горючего; 17 — управ¬
ляющие реактивные сопла; 18 — корректирующая двигательная установка;
19 — привод антенны 15;	20	—	аккумуляторная	батарея	—	;	21	—	передатчик.
Х0,45 м (56). На рис. 33 показана принципиальная схема фо¬
тоустановки аппаратов Lunar Orbiter. Вес фотоустановки
65,8	кГ, вес телеобъектива камеры 11—7,2 кГ (16). Фотоуста¬
новка включает 2 камеры—I и II. Камера I — средней раз¬
решающей способности, снабжена широкоугольным объекти¬
вом, камера II — высокой разрешающей способности, снабже¬
на телеобъективом. В таблице 13 приведены характеристики
камер.
146

Рис. 33. Принципиальная схема
фотоустановки.
/ — объектив камеры II; 2 — объектив
камеры I; 3 — датчик «высота — ско¬
рость»; 4 — подающая бобина; 5 — экс¬
понируемая пленка; 6 — петля пленки;
7 — устройство для обработки и сушки
пленки; 9 — сканирующее устройство;
10 — приемная бобина.
Разрешающая способность камеры II позволяет опреде¬
лить пригодность участков лунной поверхности для посадки
лунной кабины корабля Apollo. Снимки, полученные каме¬
рой I, предназначены, в основном, для привязки снимков,
полученных камерой II, к видимым с Земли ориентирам.
Таблица 13
Индекс камеры
Тип объектива
Разработчик
Размер кадра, мм
Фокусное расстояние,
мм
Светосила
Выдержка, сек
Линейная раз¬
решающая
способность, м
Размер фото¬
графируемого
участка, км
съемка с номиналь¬
ной высоты 46 км
I
Широко¬
Schneider —
60X60
76,2
4,5
8
31,6X37,4
угольный
Kreuznach
Xenotar
(ФРГ)
1/25,
1/50
ИЛИ
11
Телеобъек¬
Pacific Opti¬
60 X
610
5,6
1/100
1
16,6X4,5
тив Рахога-
cal Co.
Х219
mic
10*
147

Привязка снимков от камеры I к лунной поверхности воз¬
можна с точностью около 200 м. Камерой I могут быть полу¬
чены стереоскопические пары снимков; интервалы между
двумя снимками составляют 2,5 сек., при такой скорости
фотографирования снимки, полученные камерой I, перекры¬
вают друг друга настолько, что пара соседних снимков дает
возможность получить стереоскопические изображения уча¬
стков поверхности. Съемки ведутся обеими камерами одно¬
временно. Камера II снимает участок, находящийся в центре
участка, снимаемого камерой I. Точность включения камеры
±0,1 сек. (45). Обе камеры используют высокочувствитель¬
ную 70-миллиметровую пленку Kodak типа SO-243. Запас
неперфорированной пленки около 60 ж, что позволяет полу¬
чить каждой камерой около 200 снимков (23,52). По одному
краю пленки нанесены денситометрическая шкала оттенков
серого цвета для фотометрической калибровки снимков, что
важно для определения крутизны склонов, а также масштаб,
позволяющий определить разрешение камер. Объективы ка¬
мер защищены стеклом из кварца. Напротив объективов в
теплозащитной оболочке, закрывающей почти весь аппарат,
имеется отверстие с крышкой, открываемой во время сеанса.
Получение, обработка и считывание изображений на борту
аппарата схематически показаны на рис. 34, передача изоб-
УстроастЬ одра- Считывающее
Камера ботни пленки устройстбо
Рис. 34. Схема получения, обработки и считывания
изображений на борту аппарата.
J — подающая бобина; 2 — петля пленки в системе подачи;
3 — зеркало; 4 — объектив камеры II; 5 — объектив каме¬
ры I; 6 — петля пленки в камере; 7 — подающая бобина лен¬
ты с желатином, пропитанным проявочно-фиксирующим со¬
ставом; 8 — барабан, на котором происходит обработка
пленки в результате контакта с желатином; 9 — приемная
<5обина ленты с желатином; 10 — нагреватель (сушка плен¬
ки); 11 — петля пленки в системе считывания; 12 — усили¬
тель; 13 — фотоумножитель; 14 — сканирующее устройство;
15 — петля пленки перед приемной бобиной; 16 — приемная
бобина.
148

Космический, аппарат	|	Центр	обработки
Рис. 35. Схема передачи изображений с борта, приема и обработки на Земле.
/ — подающая бобина; 2 — сканирующее устройство; 3 — синхронизирующее устрой¬
ство; 4 — фотоумножитель; 5 — усилитель видеосигнала; 6 — телеметрическое обору¬
дование; 7 — передатчик; 8 — антенна; 9 — приемник; 10 — кинескоп; // — кинокаме¬
ра; 12 — кассета с пленкой; 13 — полосы 35-миллиметровой пленки; 14 — камера для
пересъемки на 24-миллиметровую пленку; 15 — обработка лент с записью телеметри¬
ческих данных; 16 — ®бработанная пленка.
ражений с борта, прием и обработка на Земле — на рис. 35.
Световой луч, попадающий в объектив камеры II, вначале
направляется на зеркало, которое поворачивает его на 90° и
направляет на пленку. Для компенсации сдвига изображения
во время экспозиции производится контролируемое смещение
пленки по команде датчика «высота — скорость». После экс¬
позиции пленка некоторое время хранится на роликах. Для
обработки пленки используется технология, разработанная
Eastman Kodak, скорость обработки 76 мм/мин. Пленка при¬
жимается к слою желатина, пропитанного проявочно-фикси-
рующим составом, а затем пропускается через подушки, впи¬
тывающие влагу, и дополнительно сушится с электронагрева¬
телем. Просушенная пленка наматывается на бобину и хра¬
нится там до поступления команды с Земли на подачу в
устройство для считывания. Считывание изображения произво¬
дится электроннолучевым сканирующим устройством с одно¬
строчной разверткой (рис. 36), разработанным CBS Laborato¬
ries. Устройство имеет экран в виде металлического бараба¬
на, покрытого люминофором. Световой луч высвечивает на
пленке пятно диаметром 5 ц. За 20 сек. луч обегает полосу
пленки шириной 2,5 мм, после чего пленка смещается на
2,5	мм и производится сканирование следующей полосы. Для
сканирования одной пары снимков, сделанных одновременно
149

камерами I и II, требуется до 40 мин. Пройдя через пленку,
луч попадает в фотоумножитель, где создает модулированный
электрический сигнал, который усиливается, смешивается с
синхронизирующими импульсами и передается в бортовое пе¬
редающее устройство. Снимки, принятые с аппарата, на стан¬
циях слежения реконструируются построчно на экранах кине¬
скопов и снимаются на 35-миллиметровую пленку. Пленка
разрезается на полосы шириной около 17,5 мм и длиной
425 мм; каждая полоса соответствует участку 2,55x55 мм
кадра, полученного на борту аппарата. Из этих полос рекон¬
струируются кадры примерно с семикратным увеличением по
сравнению с теми, которые получают на аппарате. Экспресс-
обработка снимков позволяет определить их качество и если
оно неудовлетворительно, работа бортовых устройств коррек¬
тируется (10, 23, 52). Разработчик фотоустановки — Eastman
Kodak.
Система энергопитания (11,47) включает 4 панели с сол¬
нечными элементами и аккумуляторную никель-кадмиевую ба¬
тарею. На панелях размещено 10 856 солнечных п—р элемен¬
тов размером 2X2 сж и толщиной 0,3 мм, снабженных сини¬
ми фильтрами. При максимальной освещенности обеспечи¬
вается мощность около 360 вт (максимальная потребляемая
мощность 233 вт) при напряжении 31 в. Удельная мощность
около 84 вт/м2, к. п. д. преобразования энергии около 8,33%.
Площадь панелей около 4,9 ж2, активная площадь — 4,3 ж2.
Вес панелей вместе с механизмом, обеспечивающим их удер¬
жание в сложенном состоянии, а затем развертывание, —
31,7 кГ. Батарея обеспечивает питание систем аппарата при
фотографировании в те периоды, когда солнечные элементы
не освещены или освещены Солнцем не в полной мере. Она
Рис. 36. Сканирующее устройство
фотоустановки.
1 — устройство строчной развертки; 2 —
фокусирующая лента; 3 — фотоумножи¬
тель; 4 — усилитель; 5 — сканирующая
линза.
150

состоит из 2 идентичных блоков по 10 никель-кадмиевых эле¬
ментов в каждом, которые обеспечивают емкость 12 а-ч и на¬
пряжение 22-^31 в. Батарея подзаряжается от солнечных эле¬
ментов. Вес батареи—13,6 кГ. Изготовитель — Astro-Electro-
nics Div.
Оборудование системы ориентации и стабилизации (47)
крепится к несущей части конструкции в верхней части аппа¬
рата. Инерциальный блок разработан Sperry Rand Corp. и
Sperry Gyroscope Co. и обеспечивает ориентацию аппарата
при коррекции траектории на среднем участке полета, тормо¬
жении при переводе аппарата на начальную и конечную селе¬
ноцентрические орбиты, и в период фотографирования. На бе-
риллиевой раме смонтированы 3 одностепенных скоростных
поплавковых интегрирующих гироскопа типа SUG-100 длиной
7 см и диаметром 5 см, и один импульсный маятниковый инте¬
грирующий акселерометр типа 16 PIP длиной 6,3 см и диа¬
метром 4 см (50). Дрейф гироскопов в период фотографирова¬
ния не более 0,3 град/час. Мощность, потребляемая инерци-
альным блоком, не более 30 вт, вес — 5,9 кГ, размеры—17,8Х
X 25,4X17,8 см, блок содержит около 1500 деталей. Солнеч¬
ные датчики служат: 8 — для грубой, 4 — для точной ориен¬
тации аппарата на Солнце. Четыре датчика грубой ориен¬
тации установлены по углам теплозащитного экрана, ос¬
тальные— на днище аппарата. Разработчик датчиков — Ball
Brothers Research Corp. Управляющие реактивные сопла
(8 шт.) (9) в качестве рабочего тела используют сжатый
азот (вес 6,6 кГ), хранящийся в титановом баллоне диамет¬
ром 380 мм под давлением 246 кГ/см2. Азот в сопло подается
под давлением 1,33 кГ/см2, тяга каждого сопла — 22,7 Г, они
•смонтированы в вершинах углов квадратного теплозащитного
экрана. Сопла разработаны Sterer Engineering and Manufac¬
turing Co. Датчик Канопуса обеспечивает ориентацию аппара¬
та по этой звезде. Система ориентации может работать от
ПВУ или по командам с Земли. Максимальная продолжитель¬
ность непрерывной работы системы от ПВУ — 16 час., что обе¬
спечивает работу в периоды, когда аппарат не управляется по
командам с Земли (заход аппарата за Луну, выход из строя
станции слежения и др.). Разработчики датчика — Internatio¬
nal Telephone and Telegraph и ITT Federal Laboratories. Сис¬
тема ориентации рассчитана на работу в 4-х режимах (10):
а) режим крейсерского полета — управляющие сопла рабо¬
тают по командам от солнечных датчиков и датчика Канопу¬
са;
б) режим инерциальной стабилизации — управляющие соп¬
ла или система отклонения двигателя (рулевая машинка) ра¬
ботают по командам инерциального блока. В этом режиме
система работает в случае потери ориентира в крейсерском
полете и в период работы двигательной установки. Стабили¬
151

зация аппарата по крену и . тангажу (±0,2°) обеспечивается
отклонением двигателя в шарнирном подвесе;
в) режим маневра — управляющие сопла работают по ко¬
мандам инерциального блока. Команды от двух гироскопов
инерциального блока обеспечивают стабилизацию относитель¬
но соответствующих осей, а команды от третьего гироскопа
обеспечивают маневр (поворот) относительно третьей оси;
г) режим фотографирования — управляющие сопла рабо¬
тают по командам инерциального блока. Стабилизация аппа¬
рата по крену и тангажу (±0,2°) обеспечивается аналогично
режиму б), а по рысканью должно обеспечиваться нулевое
смещение во избежание смазывания изображения.
Корректирующая двигательная установка (10,59) разрабо¬
тана и изготовлена Marquardt Corp. На аппаратах Lunar Or¬
biter применен ЖРД МА 109-ХАА. Двигательная установка
осуществляет коррекцию на среднем участке траектории, тор¬
можение аппарата для перевода его на начальную селено¬
центрическую орбиту и изменение этой орбиты. Установка обе¬
спечивает выправление траектории, проходящей из-за ошибок
при выведении на расстоянии 16 000 км от расчетной точки,
лежащей вблизи Луны. Потребное приращение скорости при
первой коррекции 55 м/сек при времени работы двигателя
40 сек. Суммарное приращение скорости при проведении 2 кор¬
рекций— 91,5 м/сек, изменение скорости для перевода на се¬
леноцентрические орбиты — 915 м/сек, резерв — 91,5 м/сек.
Характеристики двигательной установки: тяга — 45 кГ, удель¬
ная тяга — 275 сек., расход топлива — 0,164 ка/сек, запас топ¬
лива— 125 /сГ, компоненты топлива — «аэрозин 50»* + четы-
рехокись азота, вес двигательной установки—147 кГ, время
непрерывной работы —730 сек, время работы в импульсном
режиме от 1,0 сек до 10 мсек, ресурс—18 сут., обеспечивае¬
мое суммарное изменение скорости— 1098 м/сек. Двигатель
допускает не менее 5 включений, осуществляемых по команде
интегрирующего акселерометра по достижении расчетного
значения скорости. Двигатель установлен на шарнирном под¬
весе и крепится к несущей конструкции в верхней части аппа¬
рата. Топливо хранится в 4 баках (2 бака окислителя и 2 —
горючего) для уменьшения смещения центра масс аппарата по
мере расходования. Баки расположены на верхнем основании
аппарата. Для предотвращения коррозии бака окислитель по¬
мещен в тефлоновый контейнер. Баки изготовлены из титано¬
вого сплава. Подача топлива обеспечивается вытеснительной
системой рабочим телом служит сжатый азот (вес 1,8 кГ).
Емкость для хранения азота общая с системой ориентации и
стабилизации.
* Смесь (1:1) безводного гидразина с несимметричным диметил-
гидразином.
152

Программно-временное устройство (49) служит для ввода
в бортовое оборудование команд с Земли и используется во
время полета аппарата над невидимой стороной Луны или в
случае выхода из строя какой-либо станции слежения. В ПВУ
может быть введена программа на 16 час. полета, емкость па¬
мяти ПВУ— 128 21-разрядных кодов. Вес ПВУ 7,2 кГ. Разра¬
ботчик— Electronic Memories Corp.
Приемно-передающие устройства (10,47) предназначены
для приема передаваемых с Земли команд и передачи теле¬
метрической и научной информации. Передатчики (2 шт.)
мощностью 0,5 и 10 вт служат для передачи видеосигналов
(передатчик мощностью 10 вт) и телеметрических данных (пе¬
редатчик мощностью 0,5 вт). Всенаправленная антенна, слу¬
жащая для приема команд, траекторных измерений и переда¬
чи телеметрических данных, вынесена на стержне длиной
2,08 ж. Остронаправленная антенна с параболическим отра¬
жателем служит для передачи изображений. Диаметр зеркала
параболического отражателя 0,915 ж, ширина диаграммы на¬
правленности 10°, ширина полосы сигналов 0,25 Мгц. Отра¬
жатель антенны вынесен на стержне длиной 1,32 ж и повора¬
чивается шагами по 1°. Вес параболического отражателя
1,05	кГ. В период передачи изображений телеметрические дан¬
ные передаются также остронаправленной антенной. В систе¬
ме связи используется также командный приемник. Пропуск¬
ная способность радиотехнического оборудования при приеме
команд с Земли 20 бит/сек, при передаче телеметрических
данных о работе бортовых систем и данных о радиационной и
метеорной обстановке — 50 бит!сек.
Система терморегулирования (47)—пассивного типа. Вся
поверхность аппарата снабжена теплоизоляцией за исключе¬
нием днища, через которое обеспечивается отвод тепла. Дни¬
ще покрыто специальной белой краской S-13 (разработана
Лабораторией реактивного движения) с высоким коэффициен¬
том отражения. В верхней части аппарата установлен тепло¬
защитный экран, снабженный изоляцией, который защищает
конструкцию и оборудование аппарата от реактивной струи
двигателя. Кроме того, большую часть аппарата защищает
теплоизоляционная оболочка, изготовленная из чередующихся
слоев алюминизированного майлара и дакроновой ткани. При
полете аппарата к Луне под оболочкой поддерживается тем¬
пература в пределах 4-^24° С, в период обращения по селе¬
ноцентрической орбите — 2+29° С.
Радиомаяк предназначен для определения параметров се¬
леноцентрической орбиты, что позволяет изучать гравитацион¬
ное поле Луны. Сцинтилляционные счетчики (дозиметры)
(2 шт.) предназначены для изучения радиационной обстанов¬
ки по трассе полета и в районе Луны. Конструктивно дозимет¬
ры входят в состав фотоустановки: один — для измерения до¬
153-

зы радиации, полученной неэкспонированной пленкой, вто¬
рой— экспонированной, но не обработанной пленкой. Если до¬
за приближается к критической, то вся оставшаяся пленка не¬
медленно отснимается и обрабатывается. После окончания
съемки и обработки пленки дозиметры используются для из¬
мерения радиации в окололунном пространстве (56). Один
счетчик установлен рядом с подающей катушкой камеры,
другой — на поверхности контейнера с фотооборудованием.
Дозиметры разработаны Texas Instruments, Inc.
Детекторы метеорных частиц (20 шт.) предназначены для
изучения метеорной обстановки по трассе полета и в райо¬
не Луны. Общая площадь поверхности детекторов 0,28	м2.
Каждый детектор представляет собой тонкостенный, толщи¬
ной 25 |л, цилиндр из бериллиевой бронзы или германия, на¬
полненный гелием. При пробое метеорной частицей цилиндра
происходит утечка гелия, что регистрирует датчик, размещен¬
ный в цилиндре. Детекторы разработаны Центром им. Лэнгли.
Параметры гравитационного поля Луны изучаются по эволю¬
ции орбиты аппарата. Средства наземных траекторных изме¬
рений, с помощью которых регистрируется эволюция орбиты,
обеспечивают измерение расстояния до аппарата с точностью
±30 м, а радиальной скорости с точностью ±0,3 м!сёк (10,26).
Точность определения положения аппарата на селеноцентри¬
ческой орбите— около 1 км (56).
Слежение и связь с аппаратами по программе Lunar Orbi¬
ter осуществлялись станциями системы DSIF (состав и функ¬
ции системы см. гл. IV, раздел 2). Предварительная рекон¬
струкция снимков производилась в Лаборатории реактивного
движения и в Центре им. Лэнгли, полная реконструкция — в
Картографическом управлении Армии США, детальная обра¬
ботка снимков велась селенологами NASA и других организа¬
ций. Фотографии потенциальных мест посадки лунной кабины
корабля Apollo направлялись в Научно-исследовательский
центр разработки пилотируемых кораблей (головной по соз¬
данию кораблей Apollo).
3.	Космический аппарат Lunar Orbiter И (Lunar Orbiter В)
Цель запуска и назначение аппарата Lunar Orbiter II
такие же, как и у аппарата Lunar Orbiter I, но для фотогра¬
фирования было выбрано 13 участков видимой стороны Луны.
Аппараты так же решали задачи по фотографированию об¬
ратной стороны Луны. Запуск аппарата Lunar Orbiter В про¬
изведен 6 ноября 1966 г. в 13 час. 21 мин. со стартового ком¬
плекса № 13 м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas-Agena D.
J54

Полет ракеты-носителя проходил по программе, близкой к
расчетной. В 23 час. 46 мин. произошло отделение II ступени
‘От аппарата. После выхода аппарата Lunar Orbiter В на тра¬
екторию полета к Луне он получил название Lunar Orbiter II,
по международной системе обозначение 1966—100А. В соот¬
ветствии с программой полета вначале были развернуты ан¬
тенны, а через 30 сек. — панели с солнечными элементами.
Вскоре после этого солнечные датчики аппарата захватили
Солнце. 7 ноября в 20 час. 21 мин. звездным датчиком был
осуществлен захват Канопуса. Для вывода аппарата на селе¬
ноцентрическую орбиту предусматривалось проведение 2 кор¬
рекций траектории; без коррекции траектории «промах» в
картинной плоскости составил бы 3730 км. Ввиду большой
точности вывода аппарата на траекторию, было принято реше¬
ние провести только одну коррекцию. 8 ноября в 12 час.
20 мин. осуществлена первая попытка провести коррекцию,
которая оказалась неудачной: через 30 сек. после подачи топ¬
лива в двигательную установку звездный датчик потерял Ка-
нопус из-за отклонения аппарата от расчетного положения по
крену. Коррекция осуществлена со второй попытки. В 16 час.
датчик вновь захватил Канопус, а в 19 час. 15 мин. с Земли
подана команда на разворот аппарата по крену на 41,9° и
тангажу на 30,2°. В 19 час. 30 мин., когда аппарат находился на
расстоянии 265 850 км от Земли, включена двигательная уста¬
новка и проведена коррекция. 10 ноября в 20 час. 26 мин., ког¬
да аппарат находился на расстоянии 990 км от Луны, включе¬
на двигательная установка и аппарат вышел на начальную
селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 213 км,
апоселения 1853 км, наклонением 12,2° и периодом обращения
3 час. 38 мин. 12 ноября для проверки бортового и наземного
оборудования с аппарата были переданы контрольные сним¬
ки, заложенные в фотоустановку на Земле. Передача прошла
успешно и снимки приняты станциями слежения системы DSIF
в Голдстоуне и Робледо-де-Чавела. 15 ноября была включена
.двигательная установка и аппарат вышел на конечную селено¬
центрическую орбиту с параметрами (19): высота периселения
50 км, апоселения 1849 км, наклонение 11,88° и период обра¬
щения 3 час. 28 мин. Это включение произведено на 2 дня
раньше запланированного срока с тем, чтобы до начала фото¬
графирования провести больше сеансов траекторных измере¬
ний по уточнению параметров конечной орбиты.
15 ноября один из детекторов зарегистрировал столкнове¬
ние с метеорной частицей. Ранее ни одним американским ап¬
паратом не было зарегистрировано у Луны столкновения с ме¬
теорными частицами (35). 18 ноября, на 52 витке, начался се¬
анс фотографирования первого из намеченных участков. В
дальнейшем станциями в Робледо-де-Чавела и Голдстоуне бы¬
ли получены снимки всех 13 намеченных участков. Всего по¬
155

лучено 211 снимков от каждой камеры, был сфотографирован
участок падения аппарата Ranger VIII; американские ученые
считают, что на одном из полученных снимков им удалось об¬
наружить кратер, образовавшийся при падении этого аппара¬
та (42). 6 декабря отказал бортовой передатчик мощностью
10 вт и передача снимков прекратилась, передача научной и
телеметрической информации велась через второй передатчик.
Полученные снимки позволили в дальнейшем выбрать 5 по¬
тенциальных районов, пригодных для посадки лунной каби¬
ны корабля Apollo. 8 декабря включением двигательной уста¬
новки было увеличено наклонение орбиты до 17,5°. 14 апреля
1967 г. была включена двигательная установка и изменена
высота орбиты. Этот маневр проведен с тем, чтобы химические
батареи,, подзаряжающиеся от солнечных элементов, не раз¬
рядились в период 24 апреля 1967 г., когда произошло затме¬
ние Луны. Орбита была скорректирована таким образом, что¬
бы в период затмения панели с солнечными элементами не на¬
ходились в тени более 1 часа. 24 июня для изменения высоты
была включена двигательная установка. 11 октября произве¬
дена операция по уничтожению аппарата Lunar Orbiter II. По
команде с Земли была включена двигательная установка и
аппарат упал на невидимую сторону Луны в точке с селено¬
графическими координатами 4° ю. ш. и 98° в. д. (расчетные
значения). Уничтожение аппарата произведено в связи с тем,,
что в системе ориентации почти полностью израсходован запас’
сжатого азота, а также потому, что в период солнечного зат¬
мения 18 октября могла произойти полная разрядка хими¬
ческих батарей. Другая цель уничтожения аппарата—осво¬
бождение частотных диапазонов, в которых осуществлялась с
ним связь, для проведения работ при последующих запусках
по программе Lunar Orbiter (18, 51).
Весовые и геометрические характеристики, конструкция,
состав бортового оборудования и научной аппаратуры аппа¬
рата Lunar Orbiter II такие же, как у аппарата Lunar Orbi¬
ter I. Суммарный вес аппарата — 390,6 кГ. По результатам
предыдущего полета в конструкцию аппарата были внесены
изменения. Для окраски аппарата использован иной состав,
обеспечивающий лучшее терморегулирование. Изменение ок¬
раски вызвано тем, что недостаточное терморегулирование
аппарата Lunar Orbiter I заставляло в периоды между сеан¬
сами фотографирования ориентировать его так, чтобы угол
между продольной осью и направлением на Солнце состав¬
лял 45°, иначе мог произойти перегрев электронной аппара¬
туры. Верхняя часть всенаправленной антенны, а также
кромки и обратная сторона панелей с солнечными элемента¬
ми окрашены черной матовой краской, чтобы предотвратить
отражение от них солнечного света, создававшего помехи для
работы звездного датчика на аппарате Lunar Orbiter L. Мо~
156

дифицировано устройство для компенсации сдвига изображе¬
ния — установлены радиофильтры (44). Неисправность этого
устройства привела к смазыванию изображений при работе
камеры II аппарата Lunar Orbiter I. В системе электропита¬
ния использованы более совершенные транзисторы, чтобы ис¬
ключить возможность короткого замыкания, имевшегося в си¬
стеме электропитания аппарата Lunar Orbiter I.
Для фотографирования поверхности Луны было выбрано
13 участков в экваториальной части видимой стороны Луны.
В таблице 14 -приведены координаты участков лунной по¬
верхности, планировавшихся для фотографирования (34,51).
Фотографирование производилось с 18 по 25 ноября. Допол¬
нительно к намеченным участкам были сфотографированы
{15): 20 ноября—часть обратной стороны Луны, фотографи-
Таблица 14
№№ участков
Селенографические координа¬
ты центра участка
Примечание
широта
долгота
1
4°10' С. ш.
36°55' в. д.
Морской участок в восточной части Моря
Спокойствия.
2
2°45' с. ш.
34°00' в. д.
Юго-восточная часть Моря Спокойствия.
Аппаратом Lunar Orbiter I получены
снимки со средней разрешающей способ¬
ностью основной части этого участка.
3
4°20' с. ш.
21°20' в. д.
Морской участок в западной части Моря
Спокойствия.
4
4°45' с. ш.
15°45' в. д.
Плоскогорье к северу от кратера Дионис.
5
2°3б° с. ш.
24°48' в. д.
Участок Моря Спокойствия, на который
упал аппарат Ranger VIII. Обнаружение
кратера, образовавшегося от удара ап¬
парата, позволяет судить О прочности
пород.
6
0°45' с. ш.
24°10' в. д.
Западная часть участка № 3, сфотографиро¬
ванного аппаратом Lunar Orbiter I в юж¬
ной части Моря Спокойствия. Один из
самых ровных участков, сфотографиро¬
ванных аппаратом Lunar Orbiter I.
7
2°10' с. ш.
2°00' з. д.
Северо-западная часть Центрального зали¬
ва на границе моря и возвышенности.
157

продолжение табл. 14*.
ffi
о
а
н
а
Селенографические координа¬
ты центра участка
Примечание
У
>,
%
«
широта
долгота
8
0°05' С. Ш.
1°00' 3.
Д.
Центральная часть Центрального залива.
Частично перекрывается участком, сфото¬
графированным аппаратом Lunar Orbiter 1
(имел обозначение № 5).
9
1°00' С. Ш.
13°00' з.
Д.
Район к западу от центрального залива;’
между двумя большими лучами, идущи¬
ми от кратера Коперник.
10
3°28' с. ш.
27°10' з.
д.
Район к северу от кратера Лансберг.
И
0°05' ю. ш.
19°05' з.
д.
Участок частично перекрывается участком,..
сфотографированным аппаратом Lunar Or¬
biter 1 (имел обозначение № 1).
12
2°25' с. ш.
34°40' з.
Д.
Морской участок, покрытый лучами, рас¬
положен к юго-востоку от кратера Кеп¬
лер.
13
1°30' с. ш.
42°20' з.
д.
Участок примыкает с севера к участку,
сфотографированному аппаратом Lunar
Orbiter I (имел обозначение № 2).
роеание производилось в момент нахождения аппарата в
районе апоселения (1400 км); 23 ноября — кратер Копер¬
ник, фотографирование производилось в момент нахожде¬
ния аппарата в районе периселения (46 км); 25 ноября —
участок в Океане Бурь с центром в точке с селенографичес¬
кими координатами 9° с. ш. и 53° з. д., фотографирование
производилось в момент нахождения аппарата в районе пери¬
селения (50 км). Получены снимки и некоторых других уча¬
стков, всего снято 30 участков лунной поверхности. Съем¬
ка этих участков производилась в основном для того, чтобы
поддерживать в рабочем состоянии механизмы затворов и
устройство для протяжки пленки, если периоды между съем¬
ками намеченных участков будут длительными. Всего полу¬
чено 211 пар снимков из 212 запланированных. Передача
снимков на Землю продолжалась до 6 декабря, когда отка¬
зал бортовой передатчик мощностью 10 вт. К этому времени
было передано на Землю более 97% (206 пар) полученных
снимков. Не удалось передать часть снимков участка №Ц.
158

самого восточного из всех отснятых участков. Изображе¬
ния принимались на станциях слежения системы DSIF в Гол¬
дстоуне и в Робледо-де-Чавела. В результате анализа сним¬
ков было выбрано 5 потенциально пригодных районов для
посадки лунной кабины корабля Apollo.
4.	Космический аппарат Lunar Orbiter III (Lunar Orbiter С)
Назначение аппарата такое же, как для аппарата Lu¬
nar Orbiter I, но для фотографирования было выбрано 12 уча¬
стков видимой стороны Луны (3). Запуск аппарата произве¬
ден 5 февраля 1967 г. в 01 час. 17 мин. 01 сек. со стар¬
тового комплекса № 13 м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas-
Agena D. Полет ракеты-носителя проходил по программе*
близкой к расчетной. После 'выхода аппарата Lunar Orbi¬
ter С на траекторию полета к Луне он получил название Lu¬
nar Orbiter III, по международной системе обозначение
1967—08А. Без коррекции траектории «промах» аппарата от¬
носительно расчетной точки перехода на селеноцентрическую
орбиту составил бы 2000 км. 6 февраля в 15 час. произ¬
ведена коррекция траектории; от проведения второй кор¬
рекции руководство полета решило отказаться, ввиду боль¬
шой точности вывода аппарата на траекторию полета. 8 фев¬
раля в 21 час. 54 мин., когда аппарат находился на рас¬
стоянии 800 км от Луны, была включена двигательная уста¬
новка и аппарат вышел на начальную селеноцентрическую
орбиту с высотой периселения 215 км, апоселения 1790 км,
наклонением 20,93° и периодом обращения 3 час. 35 мин.
12 февраля в 18 час. 13 мин. снова включена двигательная
установка, которая перевела аппарат на конечную (для
фотографирования) селеноцентрическую орбиту с парамет¬
рами (в скобках указаны расчетные значения)) (3): высота
периселения 55 км. (45 км), апоселения 1844 км (1850 км),
наклонение 20,93° и период обращения 3 час. 29 мин. ^фев¬
раля в 10 час. на 44 витке началось фотографирование
лунной поверхности. В первом сеансе фотографирования каж¬
дая камера сделала по 32 снимка, часть этих изображений
в этот день спустя 3 часа после начала фотографирования
была передана на Землю. Первые снимки приняты станцией
в Робледо-де-Чавела, а следующие снимки — станцией в
Голдстоуне. 16 февраля аппаратом получены снимки 5
из 12 основных участков потенциальных мест посадки лунной
кабины корабля Apollo. 23 февраля в 2 часа 14 мин. фото¬
графирование было закончено. Каждая из 2 камер сделала
по 211 пар снимков. Последнюю, 212 пару снимков, -получить
не удалось из-за неисправности системы протяжки пленки в
сканирующем устройстве. До 2 марта, несмотря на эту неис-
159

правность, удавалось принимать полученные снимки, 3 мар¬
та очередная попытка принять снимки окончилась неудачей.
В связи с этой неисправностью на Землю удалось передать
182 пары снимков, в том числе все снимки шести участков,
лежащих к западу от 20° в. д. 11 апреля была проведена
коррекция орбиты для того, чтобы в период лунного затме¬
ния 24 апреля панели с солнечными элементами, питав¬
шие химические батареи, не находились в тени более 1 ча¬
са. Аппарат перешел на орбиту с высотой периселения
140 км и апоселения 1823 км. 16 июля с целью изменения
высоты включена двигательная установка 31 августа в 19 час.
39 мин. по команде с Земли была включена двига¬
тельная установка, которая перевела аппарат на селено¬
центрическую орбиту с высотой периселения 143 км, апоселе-
ния 315 км, наклонением 21° и периодом обращения 2 час.
11 мин. Этот маневр осуществлен для проведения работ в
плане программы Apollo — аппарат использован для юстиров¬
ки наземных станций командно-измерительного комплекса
(аппарат переведен на орбиту, близкую к расчетной круговой
селеноцентрической орбите корабля Apollo высотой 150 км).
9 октября произведена операция по уничтожению аппара¬
та: по команде с Земли включена двигательная установка и
аппарат упал на невидимую сторону Луны в точке с селено¬
графическими координатами: 14°36' с. ш. и 91°42' з. д. (расчет¬
ные значения). Уничтожение аппарата произведено в связи
с тем, что в системе ориентации почти полностью израсхо¬
дован запас сжатого азота, а также потому, что в период
лунного затмения 18 октября могла произойти полная разряд¬
ка химических батарей. Другая цель уничтожения аппара¬
та — освобождение частотных диапазонов, в которых осуще¬
ствлялась с ним связь, для проведения работ при последую¬
щих запусках по программе Lunar Orbiter.
Весовые и геометрические характеристики, конструкция,
состав бортового оборудования и научной аппаратуры аппа¬
рата Lunar Orbiter III такие же, как и у Lunar Orbiter II.
Суммарный вес аппарата — 385,6 кГ. Для фотографирования
поверхности Луны 'было выбрано 12 участков в экваториаль¬
ной части видимой стороны Луны, расположенных между Мо¬
рем Плодородия и Океаном Бурь и ограниченных координа¬
тами 5° с. ш., 5° ю. ш., 45° в. д., 45° з. д. Ширина полосы
фотографирования — около 300 км, а длина—около 2735 км.
10 из намеченных для фотографирования участков ранее бы¬
ли сфотографированы аппаратами Lunar Orbiter I и Lunar
Orbiter II (3, 38). Фотографирование началось 15 февраля и
закончилось 23 февраля. Всего сделано 211 пар снимков
(запланировано 212 пар), из которых 182 пары были пере¬
даны на Землю. Анализ снимков лунной поверхности позво¬
лил сделать вывод, что 8 из 12 сфотографированных участ¬
160

ков могут быть использованы для посадки лунной кабины
корабля Apollo. Сфотографирован также участок, где совер¬
шил посадку аппарат Surveyor I. На полученных снимках
удалось обнаружить аппарат в виде белого пятна и отбрасы¬
ваемую им тень (41). В результате анализа снимков лунной
поверхности, полученных аппаратами Lunar Orbiter I-HII,
было вьгбрано 8 участков вдоль лунного экватора, пригод¬
ных для посадки лунной кабины корабля Apollo. (48). В
таблице 15 приведены эти участки.
Таблица 15
№
участка
Выбранные участки
Селенографические
координаты центра
участка
1.
Юго-восточная часть Моря Спокойствия
к востоку от кратера Маскелайн (самый
ровный участок из выбранных)
2° С.Ш., 32° в.д,
2.
Юго-западная часть Моря Спокойствия у
места падения аппарата Ranger VIII
0° 45' с.ш., 23° в.д.
3.
Юго-западная часть Центрального залива
0° 05' с.ш., 1° з.д.
4.
К юго-востоку от кратера Коперник
0° 05' ю.ш., 19° з.д.
5.
Океан Бурь к юго-западу от кратера
Кеплер
1° с.ш., 41° з.д.
6.
К юго-востоку от кратера Лансберг
3° ю.ш., 25° з. д.
7.
Океан Бурь к юго-востоку от места по¬
садки аппарата Surveyor 1
3° ю.ш., 37° з.д.
8.
Океан Бурь у места посадки аппарата
Surveyor i
2° ю.ш., 43° з.д.
Всего аппаратами Lunar Orbiter I, II и III сфотографи¬
ровано около 30% поверхности Луны, в том числе (58):
0,25%—потенциальные места посадки лунной кабины кораб¬
ля Apollo; 4%—различные районы видимой стороны
Луны, вблизи от потенциальных мест посадки; 25% — раз¬
личные районы обратной стороны Луны.
5.	Космический аппарат Lunar Orbiter IV (Lunar Orbiter D)
Назначение аппарата — фотографирование с полярной се¬
леноцентрической орбиты всей видимой стороны Луны и не¬
которых районов обратной стороны для составления карты
Луны и распространения координатной сетки, принятой для
11—6157
161

видимой стороны Луны, на ее обратную 'сторону, а также
для решения задач, аналогичных задачам аппарата Lu¬
nar Orbiter I. Определение мест, пригодных для посадки лун¬
ной кабины корабля Apollo, в задачи аппарата не входило..
Запуск аппарата Lunar Orbiter D произведен 4 мая
1967 г. в 22 час. 25 мин. со стартового комплекса № 13
м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas—Agena D. Полет раке¬
ты-носителя проходил по программе, близкой к расчетной..
После ©ыхода аппарата Lunar Orbiter D ,на траекторию по¬
лета к Луне он получил название Lunar Orbiter IV, по меж¬
дународной системе обозначение 1967—41А. 5 мая была про¬
ведена коррекция траектории. От проведения второй коррек¬
ции руководство полета решило отказаться ввиду того, что
первой коррекцией были обеспечены параметры траектории
полета аппарата к Луне. 8 мая 'была включена двигатель¬
ная установка и в 15 час. 17 мин. 09 сек. аппарат вышел на
селеноцентрическую орбиту с параметрами (58) (в скобках
указаны расчетные значения): высота периселения 2705 к;и
(2665), апоселения 6034 км (6280), наклонение 85,48°, пе¬
риод обращения 12 час. 01 мин.
11 мая по команде со станции слежения в Голдстоуне
начался сеанс фотографирования, а после получения первых
20 снимков была произведена передача их на Землю. 26 мая
фотографирование прекратилось из-за неполадок в системе
обработки пленки. К 1 июня передача снимков заверши¬
лась —всего было передано 163 пары снимков. Фотографи¬
рованием охвачено около 99% поверхости Луны с разрешени¬
ем на порядок большим, чем обеспечивается телескопами
при наблюдении с Земли. Аппаратом впервые получены
снимки полярных районов Луны, сделанные почти вертикаль¬
но. Эти снимки позволили, в частности, обнаружить новые
элементы рельефа, например, «канал» длиной в 24 км и ши¬
риной в 8 км. Фотографирование восточного полушария по¬
зволило распространить координатную сетку, принятую для
видимой стороны Луны, на обратную сторону. Снимки об¬
ратной стороны, полученные аппаратом, охватывают около
60% этой стороны. Съемка лунной поверхности аппаратом
позволила выбрать районы, которые подлежали фотографи¬
рованию с более высоким разрешением аппаратом Lunar Or¬
biter Е. К 1 июня было было зарегистрировано 2 столкнове¬
ния с 'метеорными частицами. Всего к 1 июня по командам
с Земли аппарат совершил 670 маневров и выполнил
7067 команд. По окончании передачи снимков аппарат пред¬
полагали использовать еще примерно в течение 5 месяцев
для изучения радиационной и метеорной обстановки и харак¬
теристик гравитационного поля Луны. Для определения воз¬
можного влияния аномалий гравитационного поля Луны на!
орбиту аппарата Lunar Orbiter Е аппарат Lunar Orbiter IV
т

предполагали перевести на более низкую, близкую к расчет¬
ной орбите аппарата Lunar Orbiter Е, и с этой целью пред¬
полагалось уменьшить -высоту периселения аппарата до
100 км, а апоселения — до 3000 км. 5 июня с целью перевода
аппарата ,на орбиту с меньшей высотой периселения была
включена двигательная установка. 8 июня был осуществлен
маневр по переводу аппарата на орбиту с меньшей высотой
апоселения (39). 24 июля связь с аппаратом была потеряна,
6 октября аппарат упал на Луну под действием гравитаци¬
онных сил.
Весовые и геометрические характеристики, конструкция,
состав бортового оборудования и научной аппаратуры аппа¬
рата такие же, как у аппарата Lunar Orbiter I. Вес аппара¬
та— 390,1 кГ (14). По результатам предыдущих полетов в
конструкцию аппарата были внесены некоторые изменения:
увеличен запас сжатого азота в системе ориентации и стаби¬
лизации аппарата и вытеснения топлива до 7,3 кГ\ увеличено
давление в баллоне со сжатым азотом до 288 кГ/см2\ для
обеспечения температурного режима аппарата, обращавше¬
гося по более высокой селеноцентрической орбите и освещен¬
ного Солнцем в течение более продолжительного времени,
чем предыдущие аппараты, в днище аппарата вкраплены
458 кусочков зеркального стекла размером по 2,5X2,5 см.
Фотографирование поверхности Луны. При съемке с рас¬
четной полярной селеноцентрической орбиты предполагалось
для 80% видимой стороны Луны обеспечить разрешение на
местности 60 м, что примерно на порядок превышает разре¬
шение, обеспечиваемое телескопами при наблюдении с Зем¬
ли. Для полярных областей видимой стороны Луны разре¬
шение должно быть несколько меньше, а при съемке обрат¬
ной стороны Луны — 120 м (21). Всего предполагалось полу¬
чить 212 пар снимков. Камера II при съемке в районе пери¬
селения охватывает участок поверхности Луны размером
200X900 км, а камера 1 —2000X2000 км. Программой фото¬
графирования предусматривалось получение снимков инте¬
ресных с научной точки зрения районов Луны для того, что¬
бы аппаратом Lunar Orbiter Е получить снимки этих райо¬
нов с большим разрешением (39). Фотографирование нача¬
лось 11 мая (22). Первые снимки имели хорошее качество,,
однако последующие оказались передержанными. Причиной
этого была неисправность механизма, регулирующего дви¬
жение крышки, защищающей объективы камер от попада¬
ния прямых солнечных лучей и от переохлаждения. Этот ме¬
ханизм после получения первых кадров отказал, и крышка
осталась в таком положении, что объективы были полностью
открыты. Отказ механизма произошел из-за перегрева, так
как при обращении по полярной селеноцентрической орбите
аппарат был все время освещен Солнцем. Вследствие того^
и*
163

Что объективы не были закрыты, работа фотоустановки бы¬
ла нарушена, т. к. на них падали прямые солнечные лучи,
что вызывало передержку, а также из-за охлаждения объ¬
ективов ниже точки росы. Из-за охлаждения на объективах
стали конденсироваться пары ироявочно-фиксирующего со¬
става, что привело к запотеванию объективов и ухудшению
качества снимков. Для предотвращения запотевания объек¬
тивов был включен электронагреватель в системе сушки плен¬
ки, а для предотвращения попадания на объективы прямых
солнечных лучей применялась специально разработанная про¬
грамма ориентации аппарата. Позже удалось частично ис¬
править механизм, регулирующий движение крышки, и обес¬
печить частичное закрытие объективов. Эти меры обеспечили
получение с 18 мая снимков более хорошего качества. До
18 мая была получена 101 пара снимков, из которых около
1/3 была с дефектом. Часть этих снимков была реставриро¬
вана с помощью фотохимического процесса с программным
управлением (33). Некоторые районы, снимки которых име¬
ли дефекты, впоследствии были пересняты. 26 мая съемку
пришлось прекратить из-за отказа одного из переключателей
в системе обработки пленки. К 1 июня была завершена пе¬
редача снимков на Землю. Всего на Земле получено 163 па¬
ры снимков, охватывающих 99% поверхности видимой сто¬
роны Луны.
6, Космический аппарат Lunar Orbiter V (Lunar Orbiter E)
Назначение аппарата (11, 12, 57)—повторное фотогра¬
фирование 5 из 8 участков лунной поверхности, которые по
фотографиям, сделанным предыдущими аппаратами Lunar
Orbiter, признаны потенциально пригодными для посадки лун¬
ной кабины корабля Apollo; фотографирование 36 участков,
расположенных на видимой стороне Луны и представляющих
научный интерес, в частности, кратеров Коперник, Аристрах,
Гиппарх и Тихо, Моря Спокойствия, а также кратера Альфонс,
где, по наблюдениям с Земли, обнаружено выделение газов;
фотографирование невидимой стороны Луны, в основном, об¬
ласти между 104° и 143° з. д., которая не сфотографирована
предыдущими аппаратами Lunar Orbiter, и высокоширотных, в
частности, полярных областей Луны, которые по площади
составляют около 40% всей поверхности обратной стороны
Луны; фотографирование освещенного Солнцем полушария
Земли; использование для юстировки оборудования наземных
станций слежения по программе Apollo и для тренировки пер¬
сонала этих станций; проверка алгоритмов и программ, со¬
ставленных для счетно-вычислительных машин, на которых
обрабатываются траекторные изменения по программе Apollo.
164

Аппарат Lunar Orbiter V предназначался также для реше¬
ния задач, аналогичных задачам аппарата Lunar Orbiter I.
Запуск аппарата Lunar Orbiter Е произведен 1 августа
1967 г. в 22 часа 33 мин. со стартового комплекса № 13
м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas — Agena D. Полет ра¬
кеты-носителя проходил по программе, близкой к расчетной.
После выхода аппарата Lunar Orbiter Е на траекторию по¬
лета к Луне он получил название Lunar Orbiter V, по меж¬
дународной системе обозначение 1967—75А. 3 августа в
11 час., когда аппарат находился на расстоянии 165 000 км
от Луны, проведена коррекция траектории и аппарат выве¬
ден в точку окололунного пространства, отстоящую от рас¬
четной на 11 км. От проведения второй коррекции руковод¬
ство полета решило отказаться ввиду достаточной точности
выведения аппарата на траекторию полета. 5 августа в
15 час. 52 мин. была включена двигательная установка и
аппарат вышел на начальную селеноцентрическую орбиту с
параметрами (в скобках указаны расчетные значения): вы¬
сота периселения — 196 км (200), апоселения — 6050 км
(6000), наклонение — 85° (85), период обращения — 8 час.
(8 час. 11 мин.).
6 августа в 10 час. началось фотографирование, а в 12 час.
первые 12 пар снимков приняты на Земле станциями в Гол-
дстоуне и Робледо-де-Чавела. Фотографирование с этой ор¬
биты было окончено 7 августа. 8 августа в 8 час. 43 мин.
была включена двигательная установка и аппарат перешел
на промежуточную селеноцентрическую орбиту с параметра¬
ми (в скобках указаны расчетные значения): высота пери¬
селения— 101 км (100), апоселения— 1498 км (1495), на¬
клонение— 85° (85), период обращения — 3 час. (3 час.
11 мин.). 8 августа с этой орбиты произведено фотографи¬
рование освещенного Солнцем полушария Земли с расстоя¬
ния 345 600 км от Земли. 9 августа для изменения высоты
орбиты была включена двигательная установка; 11 августа
полученный снимок был передан на Землю. На снимке вид¬
на территория между 14° з. д. и 136° в. д. (43). Многие об¬
ласти Земли не были покрыты облаками и получились на
снимке достаточно четко. В последующие 10 суток были
сделаны снимки намеченных районов невидимой стороны
Луны. 18 августа съемка была закончена, а передача сним¬
ков на Землю завершилась в начале сентября; всего полу¬
чено 212 пар снимков. 10 октября по команде с Земли ап¬
парат совершил маневр с целью увеличения высоты апосе¬
ления, чтобы в период солнечного затмения, 18 октября,
аппарат в течение меньшего времени находился в тени и не
произошло полной разрядки химических батарей. Для осу¬
ществления маневра, когда аппарат находился вблизи пери¬
селения, была включена двигательная установка и аппарат
165

перешел на новую селеноцентрическую орбиту с большей
высотой апоселения и с периодом обращения 3 час. 35 мин.
Это было 27-е включение двигательной установки аппарата
(37). 21 января 1968 г. было произведено фотографирование
с Земли аппарата при помощи 61-дюймового телескопа Уни¬
верситета шт. Аризона. Для фотографирования аппарата не¬
обходимо, чтобы солнечное излучение, отраженное панелями
с солнечными элементами и днищем аппарата, падало на
Землю. Общая площадь отражающей поверхности — панели
с солнечными элементами и днища с вкраплениями зеркаль¬
ного стекла — эквивалентна зеркалу площадью 0,8 ж2. Со¬
гласно расчетам, если бы отражающая поверхность была
идеально плоской, то аппарат был бы виден как звезда 6-ой
величины, в действительности он был виден как звезда
12ч-15-ой величины. Отраженное от аппарата излучение мо¬
жет быть зафиксировано на Земле в том случае, если ось
тангажа или ось рысканья аппарата перпендикулярна пло¬
скости, проходящей через Землю, аппарат и Солнце. В пе¬
риод проведения фотографирования угол «Земля—аппарат—
Солнце» составлял 74,6°. 21 января на аппарат переданы
сигналы управления по телеметрическому каналу, а в 11 час.
50 мин. аппарат был ориентирован по тангажу на 96° и по
рысканью на 37°. Заданное положение осей аппарата под¬
держивалось инерциальной системой — уход гироскопа кре¬
на составлял 0,7°, гироскопа тангажа 0,5° и гироскопа рыс¬
канья— 1,0° в час. При заданной ориентации угловые разме¬
ры отраженного в сторону Земли солнечного луча составляли
4°, 1 а у Земли диаметр луча достигал 30 000 км.
В 12 час. 03 мин. 27 сек. начался сеанс фотографирования;
в 12 час. 15 мин. ось луча, согласно расчетам, прошла через
станцию слежения в Голдстоуне, причем ошибка в расчетах
не,: превышала 15'. В период фотографирования с
12-час. 24 мин. по 13 час. 01 мин. для облегчения съемки на
аппарат была подана команда, в результате чего он «покачи¬
вался» при движении по орбите относительно осей тангажа
и рысканья. При этом покачивании отраженный от аппарата
солнечный луч сканировал Землю. Съемка производилась на
пластинки Eastman 4Х через желтый фильтр, длительность
экспозиции составляла 5 или 10 сек. Всего получено 89 кад¬
ров, первый в 12 час. 20 мин. 30 сек., последний — в
13 час. 28 мин. 50 сек., из них 52 кадра — с изображением
аппарата. За период съемки аппарат прошел над Луной из
района северного полюса в район экватора, в 13 час. 18 мин.
05 сек. аппарат прошел апоселений. При этом он находился
на высоте 2023 км над Луной на угловом расстоянии 9' от
лунного лимба, период обращения — 3 час. 45 мин. 18 сек.
Изображения получились несколько смазанными из-за угло¬
вого перемещения аппарата. Полученные снимки аппарата в
166

сочетании с данными траекторных измерений позволяют
уточнить положение центра масс Луны (7). До конца января
1968 г. аппарат передавал данные о метеорной и радиацион¬
ной обстановке, использовался для юстировки средств
командно-измерительного комплекса по программе Apollo
и уточнения параметров гравитационного поля Луны. 31 ян¬
варя произведена операция по уничтожению аппарата; по
команде -с Земли была включена двигательная установка в
момент, когда аппарат находился вблизи апоселения на вы¬
соте 2030 км. Когда аппарат приблизился к периселению, он
под действием силы притяжения в 7 час. 58 мин. 05 сек.
31 января упал в экваториальной части видимой стороны
Луны на западном ее краю, на одном из участков, выбран¬
ных для посадки лунной кабины корабля Apollo. Место па¬
дения аппарата имеет координаты 0° с. ш. и 70° з. д. (рас¬
четные значения). Одной из причин уничтожения аппарата
было то, что в системе ориентации почти полностью израс¬
ходован запас сжатого азота. Уничтожение аппарата Lunar
Orbiter и падение их на участках лунной поверхности, вы¬
бранных для посадки лунной кабины корабля Apollo, пре¬
дусматривалось с целью использовать обломки аппаратов в
будущем в качестве ориентиров для космонавтов при посад¬
ке лунной кабины корабля Apollo и предпринять в будущем
поиски обломков, чтобы исследовать длительное воздействие
на них вакуума, радиации и метеорных частиц. До момента
уничтожения аппарат совершил более '2000 оборотов вокруг
Луны.
Весовые и геометрические характеристики, конструкция,
состав бортового оборудования и научной аппаратуры аппа¬
рата такие же, как у аппарата Lunar Orbiter I. Вес аппа¬
рата — 391 кГ. С учетом опыта, полученного при полете ап¬
парата Lunar Orbiter IV, в конструкцию и оборудование
аппарата Lunar Orbiter V были внесены некоторые измене¬
ния. Дополнительно установлен датчик, регистрирующий
закрытие крышки в теплозащитной оболочке, закрывающей
объективы камер; приняты конструктивные меры, умень¬
шающие возможность попадания солнечных лучей на объек¬
тивы камер в случае отказа механизма закрытия крышки;
упрощена блокировка переключателей в системе подачи плен¬
ки в считывающее устройство (это изменение введено в
связи с тем, что на аппарате Lunar Orbiter IV вследствие
ошибочного сигнала сработала блокировка переключателя и
подача пленки в считывающее устройство прекратилась); для
лучшего теплоотвода число кусочков зеркального стекла,
вкрапленных в днище, увеличено с 458 до 530; некоторые
участки поверхности аппарата покрыты краской, препятст¬
вующей появлению солнечных бликов, которые могут поме¬
шать нормальной работе датчика Канопуса; дополнительно
167

установлено устройство, обеспечивающее повышение напря¬
жения от аккумуляторных батарей до 31 в тогда, когда па¬
нели с солнечными элементами освещены Солнцем не в полной
мере, а бортовое оборудование работает в основном от акку¬
муляторной батареи. Такое положение возникает каждый раз,
когда аппарат в период фотографирования изменяет ориента¬
цию по команде устройства, обеспечивающего компенсацию
сдвига изображения (11).
После аварийных полетов аппаратов Ranger III+V, ко¬
торые подвергались термической стерилизации, что, как по¬
лагают, послужило причиной аварии, было принято решение
не проводить стерилизацию аппаратов, запускаемых для ис¬
следования Луны. Аппараты Lunar Orbiter в связи с этим не
подвергались стерилизации. Небезинтересны данные по при¬
сутствию микроорганизмов на этих аппаратах. Наличие мик¬
роорганизмов 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 поправ¬
ка + 20% на возможное перенесение микроорганизмов на
аппарат с переходника и с головного обтекателя. Данные по
•популяции микроорганизмов на аппаратах Lunar Orbiter
при старте приведены в таблице 16 (54).
Таблица 16.
Наименование аппарата
Общая популяция
микроарганизмов
В том числе популяция
спор, устойчивых к
высоким температурам
Lunar Orbiter I
5 -104
Lunar Orbiter II
7 • 106
Lunar Orbiter III
2 -106
9-Ю4
Lunar Orbiter IV
2-106
МО4
Lunar Orbiter V
2-Ю7
2,4' Ю4
Получены все запланированные 212 пар фотоснимков лун¬
ной поверхности: около 20%—потенциальные места посадки
лунной кабины корабля Apollo и аппаратов Surveyor, осталь¬
ные участки — интересные в научном отношении или оставши¬
еся неотснятыми предыдущими аппаратами Lunar Orbiter на.
невидимой стороне Луны (12). Фотографирование лунной по¬
верхности производилось с трех различных селеноцентриче¬
ских орбит. Периселений всех орбит находился над экватором
на видимой стороне Луны. Параметры расчетных орбит, с
которых производилось фотографирование приведены в таб¬
лице 17.
Помимо вертикальной съемки производилась также и на¬
клонная съемка, причем одни и те же участки фотографиро-
168

Таблица 17
Орбита
Высота пери¬
селения, км
Высота апо¬
селения, км
Наклонение,
град.
Период обращения
Начальная
200
5950
85
8 час. 11 мин.
Промежуточная
-100
5950
85
8 час. 03 мин.
Конечная
-100
1495
.85
3 час. 11 мин.
Таблица 18 (II)
Индекс
камеры
Широта, на которой нахо¬
дится аппарат во время
съемки, град
Разрешение,
м
Размеры участка
лунной поверхности в
кадре, км
1
0
15
68X80
30
36
105 х 120
60
76
225 X 265
II
0
1,8
8X27
30
4,5
13X48
60
9
24 X П5
вались с разных точек орбиты. Потенциальные участки посад¬
ки лунной кабины фотографировались под таким углом, как
их должны видеть космонавты корабля Apollo. При этом так¬
же фотографировались элементы поверхности Луны при под¬
лете к участку для использования их космонавтами в качест¬
ве ориентиров. Производилось фотографирование в положе¬
нии, когда оптическая ось камер параллельна направлению
солнечных лучей, что дало возможность провести съемку при
неблагоприятных условиях освещенности лунной поверхно¬
сти. В таблице 18 приведены расчетные характеристики вер¬
тикальной съемки видимой стороны Луны.
7.	Финансирование программы Lunar Orbiter
Суммарные расходы по программе Lunar Orbiter состави¬
ли около 207,3 млн. долл., в том числе—около 167 млн. долл.
на аппараты и 40 млн. долл. на приобретение ракет — носи¬
телей. Распределение бюджетных ассигнований на программу
и их доля от общих ассигнований NASA на космические ис¬
следования представлены в таблице 19 (годы указаны фи¬
нансовые); общая сумма расходов на 50% превысила запла¬
нированную первоначально (25).
12—6157
169

Таблица 19
1962 г.
1963 г.
1964 г.
1965 г.
1966 г.
1967 г.
1968 г.
1969 г.
Ассигнования на
программу Lunar
Orbiter, млн. долл.
1,19
1,7
20,0
49,5
58,08
26,0
9,5

Доля ассигнований
в общем бюджете
NASA на косми¬
ческие исследова¬
ния, %
0,066
0,046
0,396
0 г957
1,140
0,534
0,212
8.	Некоторые итоги программы Lunar Orbiter
В течение 1966—1967 гг. по программе Lunar Orbiter за¬
пущено и выведено на селеноцентрические орбиты 5 аппара¬
тов; 4 из них полностью выполнили задачу, один — частично.
По заявлению NASA осуществление программы Lunar Orbiter
внесло большой вклад в программу США изучения! Луны. Ап¬
паратами Lunar Orbiter получены детальные снимки, которые
являются важным источников о характере поверхности Луны-
Первые три аппарата имели целевую задачу по фотографиро¬
ванию определенных участков экваториальной области лун¬
ной поверхности с целью определения их пригодности для по¬
садки лунной кабины корабля Apollo. В результате фотогра¬
фирования было обнаружено и предварительно выбрано во¬
семь участков, пригодных для посадки лунной кабины. Аппа¬
рат Lunar Orbiter IV предназначался для фотографирования
всей видимой стороны Луны и некоторых районов обратной
стороны для составления карты Луны и распространения ко¬
ординатной сетки, принятой для видимой стороны, на ее об¬
ратную сторону. В результате фотографирования получены
изображения около 99% видимой стороны Луны, проведено
фотографирование обратной стороны Луны. Аппарат Lunar
Orbiter V решал задачи по дополнительному фотографирова¬
нию участков поверхности, пригодных для посадки лунной
кабины и ранее сфотографированных предыдущими аппарата¬
ми, и по фотографированию 36 участков, расположенных на
видимой стороне и представляющих научный интерес.
Всего от 5 аппаратов Lunar Orbiter станциями принято 983
пары снимков, некоторые из них приведены на рис. 37—рис. 39.
Аппаратами сфотографировано 99,5% обратной стороны Лу¬
ны с разрешением 150—200 м, а также вся видимая сторона с
разрешением лучше 150 ж на 99% поверхности и лучше
90 м — на остальной площади. Отдельные области сфотогра-
170

Рис. 37. Фотография кратера Коперник, полученная аппаратом Lunar Orbi¬
ter 11 23 ноября 1966 г. в 3 час. 05 мин. с высоты 46 км при наклонной
дальности в 240 км от кратера.
фированы с разрешением до 1 м. На основе этих снимков со¬
ставлены крупномасштабные карты Луны. На снимках видно,
что Море Восточное является круговым бассейном, окружен¬
ным тремя концентрическими кольцами горных хребтов и
мощным покровом выбросов. Обратная сторона Луны густо
покрыта кратерами, днища которых светлые, не заполненные
веществом морей. Днища крупных кратеров (например, Тихо)
очень неровны (масштаб неровностей ~100 м). Кратеры с
лучами, диаметром менее 15 км, окружены каменистыми рос¬
сыпями. Форма малых кратеров (10—150 м) закономерно
меняется с диаметром в соответствии с результатами экспе¬
риментов по модельному ударному кратерообразованию в
слабосвязных средах. Толщины рыхлого наружного слоя со¬
ставляет 3-^6 м в юго-восточной части Океана Бурь и 6^-9 м —
в Центральном заливе (46). Гряды и купола (например в об¬
ласти холмов Мария), по-видимому, являются местными эк¬
струзиями. Вдоль прямых борозд располагаются цепочки кра¬
теров одинакового с ними диаметра. У извилистых борозд на
более широком конце почти всегда расположен кратер. Внут¬
ри одной из них, долины Шретера, имеется другая, более уз¬
кая и очень извилистая борозда. Такая же борозда тянется
вдоль прямой долины Альп- На внутренних стенках кратеров
171

Рис. 38. Фотография обратной стороны Луны, полученная
11 мая 1967 г. в 16 час. 25 мин. аппаратом Lunar Orbiter IV
с высоты 2980 км. Север наверху. В нижней части снимка
видна впервые обнаруженная котловина длиной 240 км, имею¬
щая селенографические координаты 105° в. д. и 65° ю. ш.

заметны следы осыпей, скатывания отдельных камней. Ана¬
лиз их дает прочность поверхностного слоя 30±10 н/см2 на
глубине 75 см (4). Радиоотражения сигналов аппаратов or
лунной поверхности позволили установить наличие областей с
повышенной отражательной способностью близ восточного
лимба (55).
Магнитосфера и пояс захваченной радиации у Луны от¬
сутствуют. Анализ гравитационного поля Луны (по измере-
Рис. 39. Изображение кратера Тихо (диаметр 85 км), полученное
14 ^августа 1967 г. камерой со средним разрешением, установлен¬
ной на аппарате Lunar Orbiter V с высоты 200 км. Юг наверху.
ниям параметров орбит) показал, что Луна по плотности по¬
чти однородна. Выявлена асимметрия Луны в направлении
север юг, означающая, что форма Луны грушеобразная со
вздутием у южного полюса (13). Установлено, что величина
гравитационного поля Луны составляет приблизительно 1/6
величины гравитационного поля< Земли, а также, что оно име-
17а

ет сильную третью зональную гармонику, что объясняется не-
сферичностью Луны (28). Анализ траекторных измерений кос¬
мического аппарата Lunar Orbiter V, а также Lunar Orbi¬
ter III, который обращался вокруг Луны по низкой орбите,
позволили обнаружить образования повышенной плотности
близ центров круговых морей на ее видимой стороне — моря
Дождей, Ясности, Кризисов, Нектара, Влажности, Восточного,
а также в области Центрального Залива и Залива Зной, мо¬
ря Краевого, в районе близ центра обратной стороны Луны
и других. Для анализа использовались результаты измерения
скорости аппарата допплеровским методом за 10-дневный пе¬
риод в августе 1967 г., когда эти измерения производились не¬
прерывно, т. к. аппарат передавал на Землю фотографии лун¬
ной поверхности. При прохождении над морями круговой
формы скорость аппарата увеличивалась, при прохождении
аппарата над другими морями, которые не имеют правиль¬
ной формы, ускорения были незначительными. Средняя высо¬
та прохождения аппарата над областью Центрального Зали¬
ва и Залива Зноя составляла 210 км, а орбитальная скорость
в периселении (высота 99 км) —2,01 км!сек. Изменения ско¬
рости составляли около 0,43 м/сек; размеры аномалий состав¬
ляют около 100 км. Эти аномалии могут быть объяснены рас¬
положением под центрами этих областей на некоторой глуби¬
не больших избыточных масс. Так, для Моря Дождей величи¬
на такой массы (в предположении, что глубина залегания ее
50 км) равна 2 • 10_6 лунной массы. Эти объекты получили
названия масконов (mass concentrations) (30). Обнаружен
ряд других, меньших положительных и отрицательных анома¬
лий силы тяжести.
Метеорная обстановка у Луны не представляет опасности
для космонавтов. На всех аппаратах Lunar Orbiter 100 детек¬
торов метеорных частиц зарегистрировали 18 пробоев. Уро¬
вень радиации в окрестности Луны не представляет опасно¬
сти для космонавтов. Наиболее высокий уровень радиации
при солнечной вспышке зарегистрирован аппаратом Lunar
Orbiter I (И).
Одной из задач программы Lunar Orbiter являлось изме¬
рение дальности до аппаратов с точностью ±10 м. Эти изме¬
рения необходимы, в частности, для уточнения эфемерид Лу¬
ны. При старых значениях эфемерид среднеквадратичная раз¬
ность между измеренной и расчетной дальностью составляла
около 800 м, а максимальная разность — около 1700 м. При
внесении поправок в эфемериды среднеквадратичная разность
уменьшается примерно до 110 м. Для аппарата Lunar Orbi¬
ter II получена максимальная разность между измеренной и
расчетной дальностью в 64 ж, причем, эту величину объясня¬
ют не столько неточностью расчета или измерения дальности,
сколько несферичностью Луны (29).
174

Таблица id
Сред¬
няя
тяга,
кг
46,1
45,9
51,6
CD
Ю
9‘6Ь
45,9
00
ю
46,5
45,2
Изменение
скорости,
м/сек
00
Г'-
со
790
40,15
Ю’
169,0
21,1
829,7
28,1
о
о
Время ра¬
боты дви¬
гательной
установки
37 сек.
9 мин.
49 сек.
24 сек.
3 сек.
1 мин.
30 сек.
18,5 сек.
я
S
S
о
7
17,5 сек.
Расход
топлива,
кг
5,3
97
<м
0,5
18,2
О
со
о
2,9
о
«
S
<и
Сц
0Q
между
двумя пос¬
ледовате¬
льными
включения¬
ми, сут.
1
см
99
1
см
Ю
23
между да¬
той запус¬
ка и датой
включения,
сут.
-
ю
00
см
ст>
32
Дата вклю¬
чения
12 августа
1966 г.
14 августа
1966 г.
21 августа
1966 г.
25 августа
1966 г.
29 октября
1966 г.
8 ноября
1966 г.
10 ноября
1966 г.
15 ноября
1966 г.
8 декабря
1966 г.
Цель включения
Коррекция траектории полета
к Луне
Вывод на начальную селено¬
центрическую орбиту
Перевод на новую орбиту
Перевод на новую орбиту
Торможение с целью уничто¬
жения аппарата
Коррекция траектории полета
к Луне
Вывод на начальную селено¬
центрическую орбиту
Перевод на новую орбиту
Изменение наклонения орбиты
Номер
включения
двигатель¬
ной уста¬
новки
-
<м
со
ю
-
СМ
со
Аппарат
Lunar
Orbiter 1
Lunar
Orbiter II
175

Ч к Л
00
со
СО
ю
о
от
<l> « t-
04 д к ^
U н
о
''f
СО
■'Г
ю
со
ю
ю
СО
01
Ю
Изменение
скорости,
м/сек
5,5
1
о
00
61,5
ю
704,3
50,7
5,5
14,4
198,3
52,6
Время ра¬
боты дви¬
гательной
установки
3 сек.
4,4 сек.
9 мин.
1 сек.
34 сек.
2 мин.
5,5 сек.
е( со
xsta
о ч
я С
Он о
н
0,5
0,8
7,0
0,7
CD
ОО
00
5,5
0,6
LO
20,2
5,1
к
S
между
двумя пос¬
ледовате¬
льными
включения¬
ми, сут.
127
72
109
1
CM
00
LO
96
46
39
04
И
1 1 sS -
со о о К
« Н =
между
той зап
ка и да
включен
сут.
1
159
231
340
СМ
00
66
165
см
250
Дата
включения
14 апреля
1967 г.
24 июня
1967 г.
11 сентября
1967 г.
6 февраля
1967 г.
8 февраля
1967 г.
12 февраля
1967 г.
11 апреля
1967 г.
16 июля
1967 г.
31 августа
1967 г.
9 октября
1967 г.
Цель включения
Изменение высоты орбиты
Изменение высоты орбиты
Торможение с целью уничто¬
жения аппарата
Коррекция траектории полета
к Луне
Вывод на начальную селено¬
центрическую орбиту "
Перевод на новую орбиту
Изменение высоты орбиты
Изменение высоты орбиты
Перевод на новую орбиту
Торможение с целью уничто¬
жения аппарата
Номер
включения
двигатель¬
ной уста¬
новки
ю
со
г-
-
см
со
ю
со
г-
Аппарат
Lunar
Orbiter III
176

ю
05
ю
со
аз я
аз я
S «
■со
•ю
t'-
00
21-
СО
‘Ю 05
2^
со
00 СП
Н
Я
Ч
О
:С
:CU
О 05
■Р ^
я
Я
О
О
Я
05
5 >»
° S
2 cl
о
я _
я 2
5 ^
со ^
Я О
Я 05
Я я
Я
я g*
* я
05
Я Р
Я
CQ
к •
я u
2t>
я со
05
Ю —<
Я К
Q5 К
s 3
О ч
^ <15
>• О
Ь- Я
Я CU
VO 05
си с
°>я
я ^
я о
13
05
Он
05
Е
£ й
_ 05
00 г—<
»Я
05
3
Я
я
05 К
s я
л я
05 О
Я
.	05
>» О
£-> О
Я Я
VO Я
си
о #я
О
Я Ь
Я О
О
*3 2
о Ю
п
05
Си
05
СИ
с-р
.Jo
05
я 5
С Л
Я ir
vjO
я
н .
и
Я со
Я 05
СО
CU
О й5
Н щ
05 И?
Я *--»
си
Н «
Я
я
я
м
си
си
о
;>>
и О.
Ю СО
Я 05
о
я
05
4	Os
О)
8S
2	о.
>> о
я
■ё 2
5	«
3	о
2 <15
Я &
я
Я CU
я Я
* я
05
я я
о
я
2
РЭ
СОл
ю
со
со
сч
05
00
00
СО
я
н .
и
я со
Я 05
00
>*
ь
я
VO
си
о
2
я
о
я
я
о
>»
и t>
Я СО
Я 05
VO
си
о
к
си
Ю l!
я и
Й СО
° 05
я
н
я
VO
я
Я 00
05
<15
я
я
05
я
я
S
я
я
2 в
я си
Я я
05 с
я с
я
я
я
я
я
я
я
я
в
о
2
си
о
н
Я .~Н
Я -О
= *-
JO
177

Аппараты Lunar Orbiter использовались для решения ряда,
технических задач по программе Apollo (юстировка оборудо¬
вания наземных станций слежения) за кораблем Apollo и др.)-
Осуществление программы Lunar Orbiter позволило отрабо¬
тать программу вывода аппаратов на селеноцентрическую ор¬
биту, управления аппаратом по переводу с одной орбиты на
другую. Был отработан ряд бортовых систем при их длитель¬
ном функционировании в условиях космического полета. В
полетах 5 аппаратов отмечено не более 18 отказов при общей
продолжительности функционирования около 120 000 элемен¬
тов примерно в течение 4400 час. Так, например, в ходе вы¬
полнения программы Lunar Orbiter была отработана двига¬
тельная установка аппаратов, обеспечивающая! как коррек¬
цию траектории на среднем участке полета, так и выполнение
маневров по выводу и переводу аппаратов на различные се¬
леноцентрические орбиты. В таблице 20 приведены некоторые
сведения, характеризующие работу двигательной установки
аппаратов Lunar Orbiter. Двигательная установка оказалась
работоспособной после 340 суток (аппарат Lunar Orbiter II)
нахождения в условиях космического полета. Максимальное
время между двумя последовательными включениями двига¬
тельной установки равнялось 127 суткам (тот же аппарат).
Библиография
I. Alexander G. Orbiter launched toward moon to photograph nine-
Apollo sites. «Aviat. Week and Space Technol.», 1966, 85, №7, 34*
1967, 2.62.109
2. Boeing gets $ 60-million Lunar Orbiter award. «iMissiles and Rockets»,
1964, 14, №<1, 13
3. Cameras on Orbiter 3 scan Apollo, Surveyor landing sites. «Aviat. Week
and Space Technol.», 1967, 86, № 8, 25
4. E g g 1 e s t о n J. M. et al, Lunar «rolling stones.», «Protogrammetric
Eng.», 1968, 34, 246—255
5. F i n k D. E. Planners alter Lunar Orbiter trajectory. «Aviat. Week anc
Space Technol.», 1965, 83, № 14, 49, 51, 53, 1966, 5.62.167
6. First Lunar Orbiter clears tests in route to TV mission. «Technol. Week»
1966, 19, № 5, 14—15, 1967, 1.62.62
7. First photographs from earth of a lunar satellite. «Sky and Telescope»,
1968, 35, № 4, 220—221, 1968, 9.62.144
8. First scientific results of Lunar Orbiter: the Moon maybe pear shaped.
«Missile/Space Daily», 1966, 20, №41,294—295, 1967, 1.52.237
9. G-etler M. Lunar Orbiter up for design review to meet delivery date
in mi'd-’65. «Missiles and Rockets», 1964,	15, № 17, 35—37,	1965,
6=62.170/
10.	Heiberg R. J. The lunar Orbiter program. «Raumfahrtforschung»,
10, № 3, 130—137, 1966, 12.62.65
II. Hunter G. S. Orbiter sends back pictures of Moon’s «equatorial gap».
«Aviat. Week and Space Tiedmol.», 1967, 87, № 7, 28—30, 1968, 1.62.72
12. Last Orbiter launch. «Flight Internat.», 1967,	92, №3048,	238, 1968,
3.62.68
13. Lore 11 J., Sjogren W. L., Lunar gravity: preliminary estimates-
from Lunar Orbiter., «Science», 1968, 159, 625—627
178

14. Lunar 4 in Moon orbit. «Interavia Air Letter», 1967, № 6249, 10—11,
1967, 10.62.58
15. Lunar land scape: the dramatic photograph of part. .. «Flight Internat.»*
1966, 91, №3013, 998—999
16. Lunar Orbiter 1. «Interavia», 1966, 21, №9, 1264—1265, 1967, 2.62.51
17. Lunar Orbiter finds «dynamic» Moon still in geological evolution. «Mis-
sile/Space Daily», 1966, 21, №27, 186—187, 1967, 3.62.187
18. Lunar Orbiter 2 high quality photograph. «Interavia Air Letter», 1966*
№6134, 8
19. Lunar Orbiter 2 in low orbit. «Interavia Air Letter», 1966, №61311, 6
20. Lunar Orbiter in Moon orbit. «Interavia Air Letter», 1966, №6064, 5,.
1966, 12.51.472
21. Lunar Orbiter 4 photo transmission disturbed. «Interavia Air Letter»,
1967, №6253, 5, 1967, 12.62.82
22. Lunar Orbiter started picture transmission. «Interav.iia Air Letter», 1967,.
№ 6252, 4, 1967, 10.62.60
23. Lunar Orbiter stresses photo mission. «Aviat. Week and Space Technol.»,
1964, 80, №21, 69, 73, 1965, 5.62.166
24. Lunar Orbiter successfully transmits forst photos. «Missile/Space Daily»,
1966, 20, № 35, 248—249, 1967, 1.62.58
25. Lunar Orbiter team landed for effort as program is ended. «Aerospace
Technol.», 1967, 21, №6, 18, 1968, 4.62.73
26. Lunar Orbiter to check moon’s gravity for Apollo manned mission. «Mis¬
sile/Space Daily», 4966, 19, № 38, 295, 1967, 4.62.39
27. M i 11 e r B. Lunar Orbiter 1 begins photo mission. «Aviat. Week and
Space Technol.», 1966, 85, № 8, 20—21, 1967, 2.62.54
28. Mondsateltit Lunar Orbiter. «Flugwelt—Internat», 1966, 18, № 10, 804—
805, 1967, 2.62.52
29. M u 1 h о 11 a n d J. D., Sjogren W. L. Lunar Orbiter ranging data: ini¬
tial results. «Science», 1967, 155, №3758, 74—76, 1967, 10.52.237
30. Muller P. М., Sjogren W. L., Mascons: lunar mass concentrations..
«Science», 1968, 61, 680—684
31. NASA calls for LOPP proposals. «Interavia Air Letter», 1963, №5320,
3—4
32. NASA may put Lunar Orbiter in lower trajectory around Moon. «Missi¬
le/Space Daily», 1966, 20, №39, 277—278, 1967, 1.62.59
33. NASA solving camera system problems on Orbiter 4. «Aviat. Week and
Space Technol.», 1967, 86, № 21, 20—21, 1967, 12.62.121
34. New Lunar Orbiter assigned 13 picture photo target areas. «Technol.
Week», 1966, 19, № 19, 17, 1967, 5.62.52
35. Next stop-the Moon. «Electron. Weekly», 1966, № 326, 10
36. N о r m у 1 e W. J. Lunar Orbiter flight revised by Surveyor. «Aviat. Week
and Space Technol.», 1966, 85, № 6, 30, 1967, 4.62.42
37. Normyle William J. Orbiters studied for planetary missions. «Aviat. Week
and Spase Technol.», 1967, 87, №7, 30—32, 1968, 5.62.138
38. Orbiter 3 achieves initial lunar orbit. «Aviat. Week and Space Technol.»,
1967, 86, № 7, 40—41, 1967, 7.62.53
39. Orbiter 4 completes task. «Flight Internat.», 1967, 91, №3040, 1000, 1967,
12.62.83
40. Orbiter 2 orbits Moon. «Flight Internat.», 1966, 91,	№3010,	852,	1967,
4.62.46
41. Orbiter 3 photos pinpoint Surveyor 1 location. «Aviat. Week and Space
Technol.», 1967, 86, № 12, 25
42. Orbiter 2 photos used to identify Ranger 8 crater. «Aviat. Week and Spa¬
ce Technol », 1967, 86, №4, 30—31, 1967, 8.62.223
43. Orbiter returns photo of nearly full Earth. «Aviat. Week and Space Tec-
chnol.», 1967, 87, № 8, 17
44. Orbiter 2 starts journey laround the Moon. «Aviat. Week and Space Tech¬
nol.», 1966, 85, № 20, 34, 1967, 5.62.49
179-

45. Pay R. Lunar Orbiter reports safe atmosphere. «Technol. Week», 1966,
19, № 9, 20, 23-25, 1967, 4.62.43
46. Q u a i d e W. L., О b e r b e с к V. R. Thickness determinations of the
lunar surface lager from lunar impact craters, «J. Geophys. Res.», 1968,
73, 5247—5270
47. Results of Lunar Orbiter photo mission. «Space World», 1967, D—9—45,
16—22, 28—31, 1968, 6.62.79
48. Robertson J. NASA selectes 8 sites on Moon for Apollo landing tar¬
gets. «Electron. News», 1967, 12, № 595, 10, 1967, 9.62.152
49. Spacecraft flight programmer. «Astronaut, and Aeronaut.», 1965, 3, №7,
1.22.
50. Sperry rand to build IRU for Lunar Orbiter. «Missile/Space Daily», 1964,
9, № 39, 286, 1965, 9.62.372
51. Stone I. Dual cameras map lunar landing sites. «Aviat. Week and Spa¬
ce Technol.», 1906, 85, №22, 34—36, 1967, 6.62.170
52. Str asser J. A. 26 steps to the Moon. «Electronics», 1964, 37, №19,
93—94, 1965, 6.62.165
53. Towards lunar orbit. «Flight Internal.», 1966, 91, №2995,	203—204,
1967, 4.62.45
54. Turkevich A. L., et al. Chemical analysis of the Moon at the Surve¬
yor VII landing site: preliminary results. «Science», 1968, 162, №3849,
117—118, 1969, 2.62.206
55. Tyler G. L. et al. Bistatic-radar detection of lunar scattering centers
with Lunar Orbiter 1. «Science», 1967, 157, 193—195
56. Watkins H. D. Lunar Orbiter nears final configuration. «Aviat, Week
and Space Technol.», >1965, 82, №5, 42—43, 46, 49, 1966, 1.62.175
57. Watts R. N., J r. New circumlunar probe. «Sky and Telescope», 1967,
34, № 3, .156—157, 1968, 2.62.78
58. Watts R. N., Jr. Photographs by Lunar Orbiter 4. «Sky and Telesco¬
pe», 1967, 34, № 1, 27—31, 1968, 1.62.251
.59. W ii 1 к s W. E. Marquardt sees $2—billion market for control rockets.
«Aerospace Technol.», 1967, 21, №6, 44, 46, 48, 1968, 4.62.320

VI. ИЗУЧЕНИЕ ЛУНЫ
И ОКОЛОЛУННОГО ПРОСТРАНСТВА
ПО ПРОГРАММЕ LUNAR EXPLORER
1.	Программа создания космических аппаратов Lunar Explorer
Программой NASA по изучению межпланетного и около¬
лунного пространства предполагалось создание космического
аппарата, выводимого на селеноцентрическую орбиту с боль¬
шим эксцентриситетом. Для сокращения сроков разработки и
обеспечения минимальной стоимости аппарата в 1963 г. было
принято решение о создании аппарата на основе ранее создан¬
ного спутника IMP (Interplanetary Monitoring Platform —
платформа для наблюдения межпланетного пространства),
предназначенного для исследования околоземного космичес¬
кого пространства. Исследовательский спутник IMP относит^
ся к спутникам Explorer серии S—74 (9). Космический аппа¬
рат, предназначенный для вывода на селеноцентрическую ор¬
биту, с большим эксцентриситетом, получил названия: А1МР-
Anchored Interplanetary Monitoring Platform (т. e. поставлен¬
ная «на якорь» платформа для наблюдения межпланетного
пространства), LIMP — Lunar Interplanetary Monitoring
Platform (лунная платформа для наблюдения межпланетного
пространства), LAIMP — Lunar Anchored Interplanetary Moni¬
toring Platform— (поставленная «на якорь» лунная платфор¬
ма для наблюдения межпланетного пространства). Головной
организацией по разработке и созданию этих аппаратов был
назначен Центр космических полетов им. Годдарда, а органи¬
зацией, ответственной за изготовление и сборку аппаратов,—
Westinghouse Electric Corp. (6). Аппараты LIMP предназна¬
чены для решения следующих задач (6): измерения напря¬
женности межпланетного магнитного поля, для чего аппара¬
ты, выводимые на селеноцентрические орбиты с большим экс¬
центриситетом, должны производить измерения в области меж¬
планетного пространства, где влияние магнитного поля Зем-
13—6157
181

ли на межпланетное магнитное поле становится несуществен¬
ным (такое влияние неизбежно сказывается на результатам
измерений межпланетного магнитного поля, проводимых спут¬
никами с геоцентрических орбит); обнаружения магнитного*
поля Луны; изучения высокоэнергетичных частиц в солнечном
и галактическом излучениях, проводимые в периоды пребыва¬
ния аппарата в «тени» Луны; регистрации метеорных частиц
в окололунном пространстве, а также частиц, выбиваемых ме¬
теоритами из лунного грунта, что имеет большое значение для
осуществления программы Apollo; исследования взаимодейст¬
вия солнечной плазмы и магнитных полей, именно, изучения
магнитосферы Земли в зоне, где в результате взаимодействия
магнитных полей Земли и Солнца установившийся поток иду¬
щих от Солнца частиц переходит в турбулентный. Ранее вы¬
веденный на геоцентрическую орбиту спутник Explorer XVIII
проходит эту зону только 1 раз в год, тогда как аппарат
L1MP, обращаясь по селеноцентрической орбите, проходит
через нее ежемесячно (цель этого исследования — установле¬
ние степени влияния магнитных полей и, в частности, магнит¬
ного поля Луны, на достижение солнечной плазмой поверхно¬
сти Луны, что может определить степень опасности солнеч¬
ной радиации для космонавтов на Луне); определение пара¬
метров гравитационного поля и распределения массы Луны, ПО'
замерам возмущений орбиты аппарата, регистрируемых систе¬
мой внешнетраекторных измерений, имеющей погрешность
при определении дальности 200 м, скорости — 2 м/сек. Резуль¬
таты этих исследований используются при осуществлении про¬
граммы Apollo (6). Согласно первоначальному проекту вес
аппарата — 82 кГ, в том числе корпус и бортовое оборудова¬
ние— 38,2 /сГ, научные приборы—11,8 /сГ, бортовой РДТТ —
32,0	кГ (6,9). Для обеспечения температурного режима при¬
боров селеноцентрическая орбита выбирается таким образом,,
чтобы пребывание аппарата в тени Луны не превышало 1 ча¬
са, что позволяет обеспечить их работу в течение 6 месяцев.
Для работы приборов в течение более продолжительного вре¬
мени на аппарате необходимо устанавливать активные сред¬
ства терморегулирования, например, жалюзи и створки по ти¬
пу устанавливавшихся на аппарате Pioneer VI (6). Вопрос об
установке активных средств на аппарате LIMP изучался ря¬
дом фирм.
Для запуска аппаратов LIMP выбрана ракета-носитель
THORAD—Delta. Аппараты LIMP предполагалось выводить
и селеноцентрическую орбиту (5) с высотой периселения
500-И500 км, апоселения 3000-П0 000 км и наклонением 75°
(в начале предполагалось выводить аппараты LIMP на круго¬
вую селеноцентрическую орбиту высотой —30 000 км). Перво¬
начальными планами запуск первого аппарата LIMP наме¬
чался на начало 1966 г. Одновременно с запуском аппарата
182

LIMP на селеноцентрическую орбиту этими планами предпо¬
лагалось вывести на геоцентрическую орбиту спутник IMP
и сравнить результаты их измерений. Всего предполагалось
создание 2-х аппаратов LIMP (9). По предварительным под¬
счетам, стоимость аппаратов LIMP превышает на 5% стои¬
мость спутников IMP (6). Этапы осуществления программы
Lunar Explorer приводятся ниже.
2.	Космический аппарат Lunar Explorer XXXIII (IMP—D)
(14, 15)
Назначение аппарата — проведение изучения Луны и око¬
лолунного пространства с селеноцентрической орбиты. В про¬
грамму исследований входили регистрация космического излу¬
чения в окололунном пространстве, обнаружение ионосферы
Луны, определение характеристик гравитационного и магнит¬
ного поля Луны; изучение солнечной плазмы и ее взаимодей¬
ствия с магнитными полями, солнечного ветра и шлейфа маг¬
нитосферы Земли. Предусматривалось также определение вли¬
яния солнечного излучения на характеристики солнечных эле¬
ментов и проверка эффективности их экранировки.
Запуск аппарата 1MP-D (рис. 40) произведен 1 июля
1966 г. с м. Кеннеди ракетой — носителем THORAD-Delta
Рис. 40. Космический аппарат Explorer XXXIII
(Thor Advancer — Delta). Согласно программе полета аппа¬
рат должен быть вначале выведен на промежуточную геоцен¬
трическую орбиту с высотой перигея 1300 км и апогея 6400 км,
наклонением 175° и периодом обращения 10 час., а затем пе¬
13*
183

реведен на селеноцентрическую орбиту с высотой периселения
1480 км и апоселения 7410 км. Вывод аппарата на селеноцен¬
трическую орбиту предполагалось осуществить без коррекции
траектории на среднем участке полета.
Полет ракеты-носителя на активном участке проходил с от¬
клонением от программы: вследствие нерасчетной продолжи¬
тельности работы двигателя II ступени аппарату была сооб¬
щена 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. Та¬
кое превышение скорости не могло быть скомпенсировано тор¬
мозным РДТТ, и перевод аппарата на селеноцентрическую
орбиту стал невозможен. Установленные на аппарате прибо¬
ры не рассчитаны на проведение измерений при полете по гео¬
центрической орбите, поэтому руководством полета было при¬
нято решение осуществить с помощью РДТТ перевод аппара¬
та 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 аппара¬
та >10б лет. После выхода на эту орбиту аппарат получил
название Explorer XXXIII, по международной системе обозна¬
чение 1966—58А. В случае вывода аппарата Explorer XXXIII
на селеноцентрическую орбиту он получил бы название Lu¬
nar 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. Предпола¬
галось, что причиной этого было короткое замыкание в элек¬
трической цепи. Некоторые системы спутника начали рабо¬
тать неустойчиво. Специалистами Центра Годдарда было
предложено временно выключить постоянно работающий бор¬
товой передатчик с тем, чтобы произошло резкое увеличение
мощности в бортовых системах, что могло бы привести к лик¬
видации короткого замыкания. Для осуществления этого пред¬
ложения 13 января в 4 часа 40 мин., из этого Центра на стан¬
цию слежения в г. Росмене была передана команда на разво¬
рот спутника и выключение передатчика, а затем со станции
команды были посланы на борт спутника. Через 40 мин. после
включения передатчика данные телеметрической системы по¬
казали, 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
184

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).
3.	Космический аппарат Lunar Explorer II (LIMP-E)
(Explorer XXXV, IMP-E)
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 пер¬
воначально должен быть выведен на промежуточную геоцен¬
трическую орбиту с высотой перигея 320 км и апогея
450 000 км. Полет ракеты носителя проходил по программе,
близкой к расчетной. После выхода аппарата IMP-Е 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;
Г+1361 сек. — окончание работы РДТТ III ступени;
Г+1390 сек. — начало работы устройства (грузики на тро¬
сах) для уменьшения скорости вращения III ступени с ап¬
паратом (развертывание панелей с солнечными элементами
и стержней с приборами позволяет снизить скорость враще¬
ния III ступени с аппаратом до 25 об/мин);
Г+1405 сек. — развертывание панелей с солнечными эле¬
ментами;
Г+1415 сек. — откидывание стержней с магнитометрами;
Г-Н445 сек. — отделение III ступени.
Аппарат был выведен на геоцентрическую орбиту с боль¬
шим эксцентриситетом, двигаясь по которой примерно через
70 час достиг района Луны. 22 июля, в 9 час. 19 мин., когда
аппарат находился на расстоянии 6600 км от Луны, был
включен по команде со станции слежения в г. Росмене РДТТ,
который, проработав 23 сек., вывел аппарат на селеноцен¬
трическую орбиту с высотой периселения 764 км, апоселения
7889 км и периодом обращения 11,5 час.
После вывода аппарата Explorer XXXV на селеноцентри¬
ческую орбиту он получил название Lunar Explorer II
(LIMP-E). Расчетная продолжительность активного сущест¬
вования аппарата —1 тод. Через 2 часа после прекращения
работы РДТТ он и теплозащитный экран были отделены от
аппарата (5,20). Аппарат Lunar Explorer II — первый аме¬
185

риканский аппарат, выведенный на селеноцентрическую ор¬
биту без проведения коррекции траектории на участке поле¬
та к Луне.
Конструкция аппарата (3, 5, 20) и состав служебного
оборудования в основном такие же, 'как у аппарата Explo¬
rer XXXIII (IMP—D). Аппараты серии Lunar Explorer по
конструкции и составу служебного оборудования в основном
подобны спутникам серии IMP, выводимым на геоцентриче¬
ские орбиты. Отличие в том, что на аппаратах Lunar Explo¬
rer в верхней части корпуса устанавливается тормозной
РДТТ, осуществляющий перевод аппарата на селеноцентри¬
ческую орбиту. Корпус аппарата представляет собой вось¬
мигранную призму, разделенную на 8 отсеков (Ач-Н). В от¬
секах расположено служебное оборудование и научная ап¬
паратура, кроме двух магнитометров на 2-х стержнях, при¬
крепленных к корпусу аппарата. К корпусу крепятся также
4 панели с солнечными элементами, он изготовлен из немаг¬
нитных материалов с применением алюминиевых и магние¬
вых 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). Мак¬
симальный 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. Па¬
нели 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 крепит¬
ся серебрянная сетка, являющаяся проводником. Использо¬
вание сетки вместо обычных проводов предотвращает воз¬
никновение паразитных магнитных полей. К внешней плас¬
тине клеем RTV-40 крепятся солнечные элементы. Провода,
крепящие солнечные элементы с серебряной сеткой, прохо¬
дят через стеклопластиковые пластины. На 4 панелях смон¬
тировано 7680 солнечных кремниевых п—р элементов разме¬
ром 1X2см, обеспечивающие мощность 38 вт при удельной
мощности 16,2 вт/ка или 104 вт/м2 (7). Серебряно-кадмие¬
вые батареи обеспечивают работу систем аппарата в те
периоды, когда панели с солнечными элементами не освеще-
186

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: / — магнитометр Центра им. Годдарда; 2 — панель с солнечными эле¬
ментами; 3 — тормозной РДТТ; 4 — магнитометр Центра им. Эймса.
ны Солнцем. Батареи рассчитаны на работу в течение
•3,5 час, емкость батарей — 10 а-ч.
В период совместного полета с III ступенью ракеты-носи¬
теля аппарат стабилизируется (5, 20) вращением со скоро¬
стью 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
187

±0,5°. В системе используются оптические датчики направ¬
ления 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 ап¬
парате 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 проводить¬
ся по командам с Земли.
Система связи (И) использует передатчик с мощностью на
выходе 7 вт и рабочей частотой 136, 110 Мгц и четыре ди-
польные антенны (на аппарате Explorer XXXIII установ¬
лен передатчик с частотой 136,02 Мгц). Тормозной РДТТ
(ТЕ-М-458) (11), обеспечивающий перевод аппарата с гео¬
центрической 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 сол¬
нечный нагрев необходим для обеспечения расчетного тем¬
пературного режима (для детектора космических лучей и
и кодирующего устройства телеметрической системы). После:
прекращения работы РДТТ он и экран сбрасываются. Дви¬
гатель 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 предназ¬
начен для измерения напряженности магнитных полей в
диапазоне 10_6-^6,4 • 10-4 э. Он смонтирован на одном из 2 стер¬
жней длиной 224 см, укрепленных на корпусе аппарата, раз¬
работан Центром им. Годдарда; второй магнитометр предназ¬
начен для измерения полной напряженности магнитных полей
в диапазоне 2-10~6—2■ 10—3 э и изучения взаимодействия сол¬
нечной 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 Мэе и электронов в космических лучах солнеч¬
ного происхождения, высокоэнергичных частиц в хвосте маг¬
нитосферы Земли и в космических лучах галактического про¬
исхождения. Счетчики Гейгера—Мюллера (3, 4, 21) (3 шт.),
которые входят в комплект детекторов частиц высоких энер¬
гий, расположены в отсеке Н. Они регистрируют электроны с
188

энергией Е>40 кэв, частицы низкой энергии в космических
лучах солнечного происхождения и фотоны в рентгеновской
области солнечного излучения на длине волны до Я=14 А.
Комплект детекторов энергетических частиц (3, 4, 21) прово¬
дит регистрацию электронов и ионов низкой энергии в около¬
лунном пространстве, у поверхности Луны и во фронте воз¬
можного скачка уплотнения около Луны. Детекторы плазмы
(3, 4, 21) (2 шт.) предназначены для изучения солнечной плаз¬
мы в окололунном пространстве; имеют угол обзора 68° и
размещены в отсеке D, разработаны Массачусетским техноло¬
гическим институтом. Детекторы метеорных частиц (3, 4, 21)
размещены в отсеке А и имеют направленное и всенаправлен¬
ное действие; предназначены для регистрации, определения
количества движения, кинетической энергии и скорости мете¬
орных 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 угол
обзора 40°. Оба типа детекторов разработаны Университетом
Темпла (17).
Проведение исследований по обнаружению ионосферы Лу¬
ны и изучению ее влияния на прохождение радиосигналов бы¬
ло запланировано с помощью радиотехнического оборудова¬
ния, установленного на аппарате (3). Исследования по изу¬
чению гравитационного поля Луны осуществлены по измере¬
ниям эволюции селеноцентрической орбиты аппарата (3). С.
помощью установленных на аппарате экспериментальных сол¬
нечных элементов были запланированы эксперименты по ис¬
следованию влияния солнечного излучения на характеристики-
солнечных элементов и проверка эффективности их экраниров¬
ки. Солнечные элементы объединены в 4 группы по 16 эле¬
ментов: 1-я группа не имела экранировки, 2-я группа имела
стеклянный экран толщиной 25 ж/с, 3-я группа имела экран
из спеченой двуокиси кремния толщиной 150 р и 4-я группа
имела экран толщиной 150 р.
После аварийных полетов аппаратов Ranger IIIV, кото¬
рые подвергались термической стерилизации, что, как пола¬
гают, послужило причиной их аварии, было принято решение
не проводить стерилизацию аппаратов, запускаемых для изу¬
чения Луны. В связи с этим аппараты по программе Lunar
Explorer не подвергались стерилизации. Небезынтересны дан¬
ные по присутствию микроорганизмов на этих аппаратах. На¬
личие микроорганизмов на самом аппарате при старте опреде¬
лялось путем экстраполяции результатов, полученных при
взятии микробиологических проб на отдельных участках кор¬
пуса, а также проб воздуха вокруг аппарата. Была внесена
поправка +20% (кроме Explorer XXXIII) на возможное пе¬
ренесение микроорганизмов на аппарат с переходника и го¬
ловного обтекателя. Данные по популяции микроорганизмов^
189-

на аппаратах серии Lunar Explorer при старте приведены в
таблице 21 (22).
Таблица 21
Наименование аппарата
Общая популяция
микроорганизмов
Explorer XXXIII
.Lunar Explorer II (Explorer XXXV)
8Х Ю4
7 X Ю*
4.	Некоторые итоги программы Lunar Explorer
В течение 1966—1967 гг. по программе запущено 2 аппа¬
рата, из которых один выполнил целевую задачу. Впервые в
практике полетов американских аппаратов к Луне был реали¬
зован выход аппарата на селеноцентрическую орбиту без
проведения коррекции на среднем участке траектории. Бор¬
товые системы обоих аппаратов работали в основном без от¬
казов. Неисправность систем ракеты-носителя явилась причи¬
ной 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 прохо¬
дит через шлейф магнитосферы Земли, что обеспечивает не¬
которую защиту Луны от потока частиц высоких энергий, воз¬
никающих при вспышках на Солнце. Эти суточные периоды
являются наиболее безопасными с точки зрения радиацион¬
ной опасности для высадки космонавтов на Луну. Произве¬
дена регистрация фронта ударной волны, распространявшей¬
ся 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 лун¬
ной поверхности имеет напряженность менее 4 * 10“5 з, а отно¬
сительная магнитная проницаемость тела Луны не более 1,8.
Наличие слабого магнитного поля свидетельствует об отсут¬
ствии проводящих слоев у поверхности и в недрах. У Луны
не обнаружено ионосферы, она не имеет радиационных поя¬
сов, 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 изолирующе¬
го слоя (10-7 ом~1/м для верхних 10 км). Глубинные слои Лу¬
ны имеют сравнительно низкую температуру не выше 980° С.
Солнечный ветер достигает поверхности Луны, поскольку от-
190

•сутствует фронт ударной волны (как перед Землей), что под¬
тверждает отсутствие у Луны сильного магнитного поля. По¬
зади Луны имеется «теневой» конус протяженностью более
160 000 км, свободный от солнечного ветра. Лунной магнито¬
сферы и шлейфа не обнаружено.
Луна в целом представляет собой однородное тело. Одна¬
ко, в связи с неодинаковой отражательной способностью от¬
дельных районов лунных морей сделано заключение, что по¬
верхность состоит из различных геологических пород. Воз¬
можно, что неравномерное отражение является результатом
неодинаковой структуры отдельных пород. Слой грунта на по¬
верхности морей тоньше, чем в гористых районах. Этот вывод
•сделан на основе исследований, проведенных с помощью би-
статической радиолокационной станции, использующей пере¬
датчик и приемник, находящиеся в различных местах:	пере¬
датчиком служил аппарат Lunar Explorer II, а приемником —
150-футовая радиоантенна Станфордского университета. Сиг¬
налы, отраженные от лунной поверхности, несут информацию
•о диэлектрической постоянной лунного вещества, которая
прямо связана с твердостью вещества, отражающего радио¬
волны. Диэлектрическая постоянная в районе лунных морей
на одну треть больше, чем в материковых районах Луны. В
•случае с Луной, чем выше диэлектрическая постоянная, свой¬
ственная 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 обнару¬
жено заметного наведенного магнитного поля.
Библиография
1.	Behannon К. W. Intrinsic magnetic properties of the lunar body, «J.
Geophys. Res.», 1968, 73, 7257—7268
~2. Colburn D. S. et al., Diamagnetic solar-wind oavity discovered behind
Moon, «Science», il967, 158, 1040—104:2
• 3. Explorer 35 around the Moon. «Flight Internat.», 1967, 92, №3047, 196—
197. 1968, 3.62.70
4.	Explorer 35 orbiting with 7 experiments. «Aviat. Week and Space Tech-
nol.»,. 1967, 87, № 4, 29
:5. Explorer XXXV orbits Moon. «Space World», 1968, E—1—49, 22—25.
•6. Fink D. E. Lunar IMP experiments to be selected. «Aviat. Week and
Space Technol.», 1964, 80, №*20, 71, 74. 1965, 6.62.148
7. Hibben R. D. Improved solar cells planned for IMP—D. «Aviat. Week
and Space Technol.», 1965, 83, №4, 53, 55, 59—60
8. H о 11 w e g J. V., Interaction of the solar wind with the Moon and for¬
mation of a lunar limb shock wave. «J. Geophys. Res.», 1968, 73, 7269—
7276
9. Industry observer. «Aviat. Week and Space Techmol.», 1963, 79, №24, 23
191

10. LA1MP too fast for lunar orbit. «Aviat. Week and Space Technol.», 1966',
85, № 2, 33.
11. Launch of AIMP Moon satellite. «Interavia Air Letter», 1966, №6034, 6.
12. Lin R. P., Observations of lunar shadowing of energetic particles. «J..
Geophys. Res.», 1968, 73, 3066—3071.
13. Lyon E. F. et al, Explorer 35 plasma measuremets in the vicinity of
the Moon. «J. Geophys. Res.», 1967, 72, 6113—61L7.
14. Moon-orbit shot settles for ellipse around the Earth. «Mach. Design».
1966, 38, № 17, 14—15
15. Moon orbiting Explorer (AIMP). «Space World», 1966, NC-9, 37—39.
16. Ness N. F. Recent results from Lunar Explorer 35. «Report presented at.
Conference on the physics of the Moon and planets», Киев, 1968.
17. Next AIMP launch planned for end of year. «Missile/Space Daily», 1966,.
20, №3, 17
18. S onett C. P. et al, The intrinsic magnetic field of the Moon. «J. Geo¬
phys. Res.», 1967, 72, 5503—5507
19. T<aylor H. E. et al, Measurements of the perturbed-interplanetary mag¬
netic field in the lunar wake. «J. Geophys. Res.», 1968, 73, 6723—6735
20. Theory reinforced Moon is lifeless. «Aviat. Week and Space Technol.»,
1968, 88, № 2, 52
21. Trupp Ph. Heavy work load planned for Moon monitor platform. «Elec¬
tron. News», 4965, 10, № 522, 5. 1967, 1.62.114
22. Tu rkevich A. L., et al, Chemical analysis of the Moon at the Sur¬
veyor VII landing site: preliminary results. «Science», 1968, 162, № 3849,
117—118. 1969, 2.62.206
23. T у 1 e r G. L. Oblique — scattering radar reflectivity of the lunar Sur¬
face: preliminary results from Explorer 35. «J. Geophys. Res.», 1968, 73v
7609—7620

выводы
К началу 1968 г. завершена десятилетняя (1958—
1968 гг.) программа США по изучению Луны и окололун¬
ного пространства космическими автоматическими аппара¬
тами. Для решения задач по изучению Луны и окололун¬
ного пространства создано несколько типов космических ав¬
томатических аппаратов различного назначения:
— аппараты, осуществляющие пролет Луны (часть ап¬
паратов по программе Pioneer);
— аппараты, осуществляющие «жесткую» посадку на
поверхность Луны (часть аппаратов по программе Ranger);
— аппараты, осуществляющие «мягкую» посадку на по¬
верхность Луны (аппараты по программе Surveyor);
— аппараты, выводимые на селеноцентрические орбиты
(часть аппаратов по программе Pioneer, аппараты по про¬
граммам Lunar Orbiter и Lunar Explorer);
— аппараты, выводимые на геоцентрические орбиты с
большим эксцентриситетом (часть аппаратов по программе
Ranger и спутник Explorer X). Всего в рамках программы
изучения Луны и окололунного пространства запущено
32 космических аппарата.
Научные исследования проводились в четырех основных
областях:
— изучение свойств и характеристик Луны и ее поверх¬
ности;
— изучение параметров и характеристик окололунного
пространства;
— изучение параметров и характеристик межпланетного
космического пространства на трассе полета Земля—Луна;
— изучение параметров и характеристик околоземного
космического пространства.
В результате осуществления программы научных иссле¬
дований получены данные о характеристиках и химическом
составе лунного грунта, большое количество фото- и телеви¬
зионных изображений как отдельных районов мест посадки
193

аппаратов, так и практически всей лунной поверхности, что
позволило составить весьма подробную карту Луны. Изуче¬
ние характеристик окололунного пространства позволила
уточнить радиационную и метеорную обстановку в окрест¬
ности Луны. Получены данные о характеристиках межпла¬
нетного и околоземного космического пространства.
В ходе осуществления отдельных программ отработаны
бортовые системы аппаратов и проведены прикладные тех¬
нические исследования. В рамках программы Surveyor от¬
работана ракета-носитель Atlas—Centaur, являющаяся в
настоящее время одной из основных ракет-носителей для!
запуска автоматических космических аппаратов при исследо¬
вании Луны и планет. Полученные научно-технические ре¬
зультаты имеют самостоятельное значение и внесли вклад в
осуществление программы Apollo. Проведенные исследова¬
ния показали принципиальную возможность осуществления
высадки человека на Луну и позволили выявить потенци¬
альные районы лунной поверхности, пригодные для посадки
лунной кабины космического корабля Apollo. Проведена от¬
работка ряда бортовых систем, принципы построения кото¬
рых аналогичны системам, применяемым в корабле Apollo.-

Технический редактор М. С. Лазарева
T-Q6024 от 26/1II-1971	Формат	бумаги	60У90Vie	Тираж	600	экз..
Печ. л. 12,25	Уч.-изд.	л.	11,99	Цена	1 р. 40 к. Заказ 6157
Производственно-издательский комбинат ВИНИТИ, Люберцы, Октябрьский проспект, 403